现代飞行控制

20世纪60年代出现了飞行器随控布局 CCV 总体设计思想,取代了过去长期以气动布局为核心的飞行器总体设计思想。采用随控布局的设计思想,并发挥飞行控制的纽带作用,不但可充分发挥每一个环节的潜力,尤其可充分发挥气动布局、飞行器结构、推进装置及飞行控制四个环节的综合优化效能,从而大大提高飞行器的     

冷、热定标源温控装置成功研制

本刊迅 为满足星载微波辐射计地面定标的需要,一航计测受航天科工集团二院的委托,成功地研制了150—183GHz冷定标源和10～90GHz热定标源温度控制装置,这两套装置分别经历了常温真空验收和低温真空验收,完全达到了项目要求的技术指标,并且在稳定性方面远远高于项目要求。这两套装置已分别于2006年11月和2007年3月交付使用,至今运行良好。     

相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示：利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。     

反推气流对发动机进口流场影响的数值研究

通过求解三维雷诺平均的Navier-Stokes(N-S)方程,获得了某大型运输机降落滑跑过程中,在不同滑跑速度下的反推气流扰流流场细节.单台发动机反推气流扰流流场的计算结果表明,在任何状态下,反推气流都不会被发动机重新吸入.飞机/发动机一体化计算结果表明:随着相对来流马赫数的减小,反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大.当相对来流马赫数减小到0.1时,反推气流会被外侧发动机重新吸入,此时,发动机进口截面出现了明显的流场畸变,周向稳态总压畸变指数增加明显.当相对来流马赫数减小到0.05时,两台发动机都会吸入反推气流.当相对来流马赫数减小到0时,反推气流没有被重新吸入发动机,但是反推气流会干扰吸入发动机的自由流,降低自由流的总压,从而也会造成发动机进口的流场畸变.      

加速度计横向灵敏度测试方法研究

随着加速度计在地震勘探、轨道交通等领域的广泛应用,横向灵敏度已经成为加速度计校准和实际应用中的重要参数。根据测试加速度向量维度的不同,对现有的加速度计横向灵敏度测试方法进行分类,指出各种测试方法及测试装置在横向灵敏度幅度、频率和方向角测试方面的局限性,并对相关问题的研究进展进行论述,指出加速度计横向灵敏度测试方法的研究方向。     

基于故障树分析法的某型飞机刹车控制系统排故

利用故障树分析法对一起飞机刹车控制系统故障进行了全面分析,通过故障树逐步排查,最终发现故障源,为类似无明显指向性故障的排除提供参考。     

某型发动机滑油消耗量异常故障的封严因素分析和外场应对措施

通过分析某型发动机滑油消耗量异常故障的特征、现象,剖析了该型发动机封严效果不良对发动机滑油消耗量的影响,并提出了发动机修理过程中的几种控制措施,以及在外场的排故方法。     

高温氧化铝液滴沉积条件下绝热材料烧蚀实验方法研究

为了深入了解固体火箭发动机高温高压环境中氧化铝沉积条件下绝热材料的传热烧蚀规律,从全尺寸发动机中液滴流动状态与沉积规律入手,结合凝聚相颗粒与壁面的相互作用机理,确定了Sommerfold数K作为壁面捕获准则,发展了一种能够模拟高温氧化铝沉积条件下绝热材料烧蚀的实验方法。三维两相数值模拟和实验结果表明:实验装置沉积段内凝相液滴流动状态与全尺寸发动机背壁凹腔内相似,且绝热材料烧蚀率相近。据此证明,此装置后续可用于开展氧化铝液滴沉积条件下绝热材料烧蚀特性的实验研究。     

高温氧化铝液滴沉积条件下绝热材料烧蚀特性研究

为了研究三元乙丙绝热材料在高温氧化铝液滴沉积条件下的烧蚀特性,基于模拟沉积实验装置,开展了烧蚀实验研究。利用SEM与XRD等分析了烧蚀后炭化层断面形貌特征和化学组分分布,探讨了火箭发动机工作环境中氧化铝液滴与炭化层间热化学烧蚀的主要反应机理,确定了沉积条件下的化学反应方程式。研究结果表明:(1)高温氧化铝沉积条件下,三元乙丙绝热材料材料炭化层断面呈现“致密/疏松”的多孔结构;(2)推导并建立了固体火箭发动机高温高压环境中氧化铝与炭化层的七步热化学反应方程;(3)利用热力学软件分析可知,发动机工作条件下氧化铝与炭化层反应首先生成Al4C3,随着温度的升高继而生成Al单质与碳-氧-铝化合物Al2OC并释放出还原性CO气体。     

小型航空涡喷发动机吞水试验装置研制

根据国内外航空发动机吞水试验装置发展情况,结合小型航空涡喷发动机结构特点,采用三维流场计算与试验相结合的方式,确定了喷水装置距离发动机进口截面的位置和在进气道径向上的安装尺寸。通过喷水装置的喷雾特性试验,获得了不同吹风流量和喷水流量条件下的喷雾特性;通过静态条件下的流量分布试验,获取了不同喷水流量下的水雾分布特性。整机吞水试验验证表明,所设计的吞水试验装置的功能和性能满足试验要求。