首都机场集团获得第二机场管理权

酝酿已久的首都第二机场(首都新机场),终于迎来了曙光。选址位于大兴区榆垡镇、占地约43000亩、总投资额为790亿元等信息与此前外界的预测没有多大的差别,但对于即将具体负责的建设者和管理者来说,这不是一项轻松的任务。据了解,首都第二机场的管理权已经确定将交予首都机场集团公司,但其所有权将由建设投资比例来决定,目前具体的分摊比例尚未确定。按照惯例,建设资金将按照民航总局、地方政府、机场三方均摊的模式筹集。     

飞行模拟机设备亟待建立附加鉴定标准

航空器新技术的应用日新月异,用于飞行训练的飞行模拟设备新技术的开发及应用也越来越广泛。当下,国内许多飞行训练中心、模拟机运营人正在逐步引进和采用RNP AR(要求授权的所需导航性能)、特殊机场视景数据库建模、HUD(平视显示器)以及EFVS(增强飞行视景系统)等相关新技术,旨在拓展飞行模拟训练设备的训练空间,提高模拟机的运行能力和水平,强     

民用客机增升装置气动噪声研究进展

随着民用飞机数量的快速增加,航空噪声问题日益引起世界范围的关注。增升装置作为重要的机体噪声源之一以其流动复杂性和声源多样性成为民用航空气动声学的难点之一,欧美各国为此开展了大量的研究。总结了增升装置气动噪声的产生机理以及控制措施的研究现状,在此基础上还特别关注了目前工业部门气动与声学的设计思想及需求。     

噪声加密集假目标复合干扰效果分析

根据密集假目标和噪声干扰信号的特点,建立了噪声加密集假目标复合干扰的数学模型,基于雷达信号检测的方法分析了复合干扰对雷达的干扰效果,并在实际装备试验中加以验证,最后提出了噪声加密集假目标复合干扰在作战中的使用策略。     

基于DVB-S2系统APSK信号的分析与干扰仿真

针对DVB-S2系统采用的幅度相位键控(APSK)等高阶调制方式,分析了APSK信号的调制与解调原理,推导了16APSK信号的误比特率(BER)。仿真讨论了基于DVB-S2系统APSK信号在受不同噪声调制干扰和数字调制信号干扰时的误比特率及干扰效果。结果表明:在低干信比(J/s)时数字调制干扰信号干扰效果更好。研究结果可为APSK信号的抗干扰性能研究提供参考。     

改进的Sage—Husa滤波及在卫星姿态估计中的应用

基于极大后验估计原理,提出了一种改进的噪声估计器,以实现对噪声均值和方差的在线估计,抑制滤波器发散。对自适应扩展卡尔曼滤波算法在卫星姿态确定系统中的应用进行了仿真。结果表明新算法滤波精度优于扩展卡尔曼滤波（EKF）,与Sage—Husa自适应滤波算法相比,可阻止滤波器发散,提高系统滤波精度。     

用于非线性有源天线的耦合锁相环特性分析

为实现非线性有源天线阵波束扫描,研究了互耦锁相环(PLL)的基本特性。通过对互耦PLL的相位动力学方程的稳定性进行分析,建立了具有延时的阵列模型;通过调节环路延时,互耦PLL不同的非线性动力学特性;采用四单元的耦合锁相环阵列实验电路对理论分析进行了验证,从而提出了在设计基于耦合锁相环的非线性有源天线时,必须对环路延时进行控制,防止环路出现振荡和混沌现象。     

直升机气动噪声研究进展

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD 混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。     

火箭整流罩外气动噪声环境的大涡模拟研究

基于五阶加权本质无振荡（WENO）格式构造隐式大涡模拟方法（ILES）,对跨声速来流条件下（Ma=0.8）火箭整流罩外噪声环境进行数值模拟。通过与风洞试验结果及国外文献进行对比,ILES方法能够在较粗网格下准确预测壁面湍流脉动特性。跨声速流动在壁面折角处出现分离、再附、激波/边界层干扰现象,均方根脉动压力系数出现峰值,同时该区域噪声能量在全频段都较高,易引起结构抖振效应。最后,根据ILES模拟结果,指出工程常用的外噪声经验公式的不足,并提出改进措施。     

翼型湍流尾缘噪声半经验预测公式改进

改进了传统的翼型湍流边界层尾缘噪声BPM半经验预测公式。传统的BPM半经验湍流边界层尾缘噪声预测公式对高攻角和厚翼型在高频范围的预测结果大于实验结果,通过分析比较传统BPM半经验预测公式和Howe翼型尾缘噪声理论模型发现:这主要是由于传统BPM半经验预测公式对压力面声源噪声辐射高估引起的。因此将压力面声源噪声辐射与吸力面声源噪声辐射的幅值比由原来的边界层位移厚度一次方比值改进为二次方比值,进而得到了改进后的BPM半经验预测公式;使用改进后的BPM半经验预测公式对NACA0012翼型在不同来流不同攻角下的噪声辐射进行了预测比较,发现对于NACA0012翼型,改进后的BPM半经验预测公式具有较高精度;另外也预测了较厚的风力机翼型DU-96-W-180,预测结果明显改善。