欧美基本航空服务政策及其实施效益比较研究

目前,中国航空市场正处于半管制半开放的状态,伴随着航空运输市场管制的逐步放开,国内大多数地区迎来了更优质的服务以及更优惠的票价。然而,放松管制所带来的收益并没有均衡分配。许多偏远地区,尤其是中国西部地区市县,由于缺乏人口基础和经济实力,旅客运量不足以使航空服务实现持续盈利,因而难以获得或维持商业航空客运服务。以欧洲和美国为代表的航空发达国家为解决上述问题,纷纷制定了适应其国情的"基本航空服务"计划,其中最有代表性的是美国的基本航空服务计划(EAS)和欧洲的公共服务计划(PSO)。这些计划一方面满足了公众基本福利,另一方面,大大促进了其支线航空市场的健康发展。从基本航空服务诞生背景出发,梳理美国、欧洲基本航空服务政策内容与实施流程,对比分析政策效果,归纳成功经验,旨在提出适用于中国支线航空发展的政策建议。     

基于虚拟目标的导弹越肩发射初制导轨迹优化

摘要： 对具有攻角约束的空空导弹越肩发射轨迹优化问题做出研究.针对空空导弹越肩发射初制导段拐弯问题,设计了基于虚拟目标的程序指令. 基于最优控制的思想,利用高斯伪谱法求解最优程序指令,并根据所得指令的特点提出了三段式指令计算方法.在此基础上,比较了不同空域、速度以及虚拟目标位置条件对程序指令的影响.同时基于预测控制的思想,对程序指令进行在线修正,提高了导引指令的鲁棒性.三通道仿真结果表明,指令可以使导弹快速转弯并在转弯完成时指向虚拟目标.     

气浮轴承在航天器质量特性综合测试设备中的应用

文章首先介绍了气浮轴承在航天器质量特性综合测试设备中的应用情况及测量原理,之后对一种球面气浮轴承进行了计算流体动力学（CFD）软件仿真计算,得出了承载力与不同参数的关系及提高承载力的方法;最后总结了航天器质量特性综合测试设备发展趋势。     

重型直升机飞行动力学刚弹耦合建模及空中共振稳定性分析

针对重型直升机（HLH）大重量、低转速的固有特性,提出了一种适用于重型直升机的飞行动力学刚弹耦合建模方法。该方法结合传统直升机飞行动力学与旋翼机体耦合动力学,将传统飞行力学的分析频段拓展到了5 Hz,额外考虑了桨叶和机体的弹性变形,基于阻抗匹配法推导出了显式的旋翼/机体耦合动力学方程,模拟了真实飞行状态下的直升机气弹耦合特性,利用该模型计算并分析了算例重型直升机的悬停飞行特性和空中共振稳定性。结果表明：旋翼机体耦合导致摆振前进型和机体弹性模态的阻尼-转速曲线先相互靠近至同一点再分离,可能引起直升机的高频瞬态振动;在摆振等效阻尼不足时,旋翼摆振后退型是不稳定的,但随着等效阻尼增加,摆振二阶周期型模态和机体弹性模态会出现耦合;桨叶弹性变形与机体弯曲模态及挥舞集合型耦合,但不会引起明显的不稳定现象。     

旋转通道入口湍流度控制方法及验证

针对旋转通道实验,为了获得理想的旋转通道入口湍流度,更好地模拟实际涡轮叶片内冷通道的流动换热,提出了一种入口湍流度控制方法,并通过实验对该方法进行了验证和初步探索.实验中,在边长为40mm×40mm的方形通道中,放置了一层网丝直径d=3mm,网丝间距M_u=12mm的阻尼网,利用热线风速仪,得到了雷诺数为2200~3900范围内的阻尼网后下游湍流特性.研究发现:流体通过该阻尼网后,湍流度显著增大并沿流向逐渐衰减,相同点湍流度随阻尼网雷诺数增大而增大,气流在阻尼网后较短距离内就获得了5%的湍流度,这与实际涡轮叶片内冷通道流动湍流度相当;阻尼网雷诺数越小,流动越早进入横向均匀及各向同性湍流;通过经典公式对阻尼网后通道中心湍流度沿流向分布进行拟合,实验数据与曲线拟合较好.      

热射流点火对爆震管内火焰加速及爆震波触发影响的数值研究

为研究热射流点火对爆震管内火焰加速及爆震波触发的影响,运用34步26组分丙烷基元反应进行了二维数值模拟,获得了5种不同的热射流发生器几何结构下的爆震管内火焰传播规律及缓燃向爆震转捩(deflagration to detonation transition,DDT)的时间与距离.结果表明:爆震管中湍流在火焰加速阶段起着重要作用,在爆震波触发阶段激波与火焰相互作用占有主导地位.根据DDT过程的定义,得到DDT时间在1.4~2.0ms之间,同时发现热射流发生器长度为150mm,热射流发生器孔径在8mm时DDT时间最短,热射流发生器长度及孔径对DDT距离的影响不大.      

供氧模式对载人航天器气压控制的影响分析

载人航天器气压控制系统主要负责控制密封舱内氧分压和总压满足指标要求,承担长期载人任务的载人航天器通常配备电解制氧系统用于维持密封舱内氧分压水平。文章建立了一种载人航天器密封舱气压控制系统仿真分析模型,利用该模型分析对比了氧气瓶供氧和电解制氧供氧2种模式对应的密封舱氧分压和总压变化规律。结果表明,驻留24 h内,氧气瓶供氧模式对应的氧分压单调下降;电解制氧供氧模式对应的氧分压并非单调下降,而是取决于供氧速率与乘员代谢耗氧间的关系,且氧分压变化范围要远小于氧气瓶供氧模式。驻留60 d内,电解制氧供氧模式对应的氧分压在上下限间的变化周期以及总压的变化周期要明显长于氧气瓶供氧模式。为避免空气温度的影响,氧分压和总压的控制范围应比允许范围窄。     

三轮升压式高压除水系统焓参数法性能计算

针对传统空气循环制冷系统热力参数匹配计算方法复杂的缺点,引入焓参数法建立了三轮升压式高压除水制冷系统匹配计算模型,简化了系统状态点中湿工况点的计算过程.并用所建模型进行了匹配计算,得到了系统各状态点的热力参数,计算结果表明采用焓参数法进行匹配计算,简化了计算过程.通过对系统性能分析表明系统存在最佳水当量比;三轮功率比参数增加,压气机增压比和涡轮膨胀比下降.      

污染空气对氢燃料超声速燃烧室性能的影响

采用纯净空气和污染空气来流下对比试验的方法,研究了飞行马赫数4条件下H2O和CO2污染组分对氢燃料超声速燃烧室性能的影响。对比试验中针对纯净空气来流和污染空气来流匹配了来流总温、总压、氧气摩尔分数和当量油气比。完成了0.53和0.42两种当量油气比条件下纯净空气来流和污染空气来流的氢燃料超声速燃烧试验,预定考察的H2O污染组分摩尔浓度分别有7.5%,18%和26%三种,CO2污染组分浓度有3.0%和7.5%两种。研究结果表明,H2O,CO2或H2O+CO2组合污染对燃烧诱导压升产生了明显的非线性抑制影响,直接将污染试验空气来流下的试验结果外推应用到飞行条件,可能导致供油量偏大、甚至进气道不启动;同时也影响了隔离段内燃烧诱导激波链结构,使燃烧工作模态趋向于超燃模态。     

太阳能无人机关键技术分析

介绍了当前太阳能无人机的发展现状,主要分析了太阳能无人机在设计、制造过程中所涉及到的各种关键技术,指出了需要突破的技术难点,包括轻质、高效太阳能电池的研制与应用技术、能量储存与能量控制系统、太阳能无人机机体平台设计技术。认为太阳能无人机作为航空科学技术与新能源技术相结合的产物,其研制过程需将气动、结构、推进、优化等多学科技术紧密结合。