气压垂直导航中修正高度分析

在世界海拔最高民用机场四川稻城亚丁机场的基于性能导航(PBN)飞行程序设计过程中,由于GPS在垂直方向精度较低,最后进近航段采用气压垂直导航(Baro-VNAV).但机场海拔高,这种导航方式受到修正高度的影响较大.因此通过对ISA偏差对气压高度的影响公式进行推导,得出修正高度公式,利用Matlab对机场温度、航段高、机场标高与修正高度H修的关系进行分析,并以四川稻城亚丁机场Baro-VNAV实例进行了验证.最终给出了在PBN飞行程序设计过程中的建议.     

欧空局欲改变通信领域发展途径

□□为建立独立完善的航天体系,提高对航天器的轨道覆盖和测控能力,解决载人航天的实时通信,以及增强中低轨道对地观测卫星的应用效果及效率,欧空局和日本紧随美国和俄罗斯,积极发展自己的跟踪与数据中继卫星系统。经过10多年的努力,日本于2002年9月13日发射了它的第1颗“数据中继试验卫星”(DRTS-1),为其先进地球观测卫星-2(ADEOS-2)提供数据中继服务。而欧空局虽然早于日本在2001年7月12日发射了“阿蒂米斯”(Artemis)数据中继卫星,但却因阿里安-5火箭上面级发生故障将其置入了一条错误的椭圆轨道。经过欧空局地面控制中心18个月的挽…     

涡轮叶尖间隙泄漏涡不稳定性分析

结合Rains间隙泄漏涡模型和长波不稳定性理论,应用高雷诺数k-ε湍流模型加壁面函数,基于压力修正的三维计算流体力学程序,对某一轴流涡轮平面叶栅叶尖间隙流场进行仿真,通过将叶尖间隙泄漏涡与其在机匣表面镜像形成的虚拟泄漏涡组合成一对泄漏涡,对涡轮叶尖间隙泄漏涡的不稳定性进行了分析,并计算了五个不同叶尖间隙高度下泄漏涡的最不稳定的波长及对应的频率。结果表明,利用长波不稳定性理论可以预测叶尖泄漏涡的不稳定性和最不稳定的波长及对应的频率,从而为采用合成射流控制方法去控制涡轮叶尖泄漏涡提供理论基础。     

45层大厦深基坑开挖与支护

文章简要介绍ZJ国际大厦五层地下室采用机械、爆破和人工开挖;水泥搅拌桩,超前钢管桩和喷锚支护等综合措施,顺利完成工程实施实例.     

具有尖侧缘的非圆截面机身头部几何参数影响研究

有侧滑时,尖侧缘的非圆截面机身头部在中等和大迎角下,可具有方向稳定性.在计算研究的基础上,选择了3个不同上、下表面高度和两个不同侧缘角的模型进行了低速风洞试验.风洞试验结果表明,无侧滑时,机身的升力、阻力和俯仰力矩的绝对值都随高度增大而减小,在α<30°内,表面高度对横向特性影响较小,α=30~60°时,呈现复杂的影响趋势;尖锐侧缘机身比圆侧缘机身产生的升力和阻力都大些,但俯仰力矩差别不大;随着迎角的增大,对横向特性的影响明显;有侧滑时,上表面b/a=0.75的机身和下表面b/a=0.25的机身对方向稳定性的影响最显著,尖锐侧缘比圆侧缘对方向稳定性有更大的影响.     

高度补偿喷管冷态模拟与推力测量试验技术研究

推力特性是发动机的重要特性,也是评价发动机喷管性能优劣的重要指标.而发动机的推力特性会随高度的变化而产生一定的变化,同时,喷管型面和结构形式,也是影响其推力特性的重要因素.目前,国内外都在研究和优化发动机喷管的结构形式和型面,改善和提高喷管的性能.为了研究分析双钟形喷管和塞式喷管的高度补偿特性,需要进行地面模拟试验.为满足在FD-20A风洞中进行高度补偿喷管试验的需要,开展了高度补偿冷态模拟试验技术研究,对在冷态模拟条件下的喷流模拟技术、喷管推力测量试验技术和流动显示技术等进行了研究,满足了试验的需求.     

无人机纵向轨迹控制的设计与仿真

主要介绍一种无人机垂直剖面的飞行轨迹控制算法的设计和仿真验证。无人机在高度改变过程中,纵向采用轨迹控制的算法,通过控制垂直高度偏差和航迹倾角偏差使无人机沿着预定的轨迹飞行,且实现垂直高度偏差、航迹倾角偏差为零。算法中创新性地引入航迹倾角、地速与现时垂直速度的转换函数,进行给定法向过载的计算。纵向采用精确轨迹控制,自动油门采用渐变的油门杆控制实现速度保持,常用的轨迹控制算法为利用高度差与垂直速度进行比例控制,具有实际飞行航线与期望航线存在静差、超调较大的缺点。算法通过与自动油门算法相结合,可实现对无人机的纵向轨迹的自动控制,具有控制精度高、控制平稳等优点。     

低能量冲击对碳/环氧复合材料缠绕压力容器的结构损伤及强度影响分析

碳/环氧复合材料缠绕压力容器对外界冲击非常敏感,较低能量的冲击就有可能造成容器结构的严重损伤,进而导致爆破强度的显著降低。国外在碳/环氧复合材料缠绕压力容器低能量冲击研究方面取得了一些试验结果,在对这些试验结果进行综合分析,提炼出了影响冲击损伤效果的相关因素,并分析了这些因素对损伤效果的影响趋势进行了。另外对我国今后开展这方面的相关研究工作提出了一些建议。     

不同边界层厚度下高马赫数进气道自起动过程研究

为了探寻入口边界层厚度变化对高马赫数进气道自起动性能的影响,对简化的二元高马赫数进气道的加速自起动过程进行数值仿真研究,分析了边界层厚度对自起动过程中流场波系结构变化和自起动性能的影响机制,获得了不同边界层厚度下的进气道自起动性能及主分离包高度的变化规律。结果表明:随着边界层相对厚度从0.05增加至0.3,进气道的自起动马赫数一开始保持不变,然后快速增大;相同主流条件下,不起动流场跨越主分离包无量纲压升和主分离包高度随边界层相对厚度的增大均变小;边界层动量损失厚度和跨越主分离包无量纲压升对进气道起动性能影响重大。     

H－5飞机复飞最低安全高度探讨

针对Ｈ－５飞机在高度低于５０ｍ复飞时，由于高度低，发动机加速性差，绕横轴转动惯量大，只能采取边拉杆边加油门，其拉杆速率一般为正常着陆下滑拉杆速率的１～４倍。退出下滑后注意保持飞机姿态，使之逐渐增速。经研究探讨，认为复飞最低安全高度为８～１０ｍ，在此高度复飞时，对飞行员的心理素质和驾驶技术要求较高。