简介：摘要：本文针对某机载控制设备，讨论了随机振动分析中机载设备结构以及减振器结构的仿真方法。采用Nastran分别对有减振器结构和无减振器结构进行了随机振动分析，得到了结构在机载振动环境下响应的加速度功率谱密度函数，通过对比研究说明了减振器对该结构具有较明显的减振效果。仿真结果合理可信，可以帮助和指导后续的减振器选型、环境振动试验以及进一步的结构改型。

简介：在结构热试验中为了更准确地模拟高速飞行器的受热情况，需要采用全方程热流密度控制方法。该控制方法将地面结构热试验与理论计算相结合，可考虑到气动加热与结构热响应的实时耦合效应，能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对模拟气动加热过程实施快速、准确的动态控制。采用该方法对某热试验进行控制，将试验结果与温度场分析软件计算结果进行对比，结果符合良好，验证了全方程热流密度控制方法的准确性，提高了结构热试验模拟精度。

简介：摘要：通过对大型气候环境实验室进行系统划分，梳理工艺系统组成，分析试验任务对试验控制、试验测试、数据管理和试验展示等功能的需求，选择当下主流的工业自动化过程控制方式，搭建了实验室的综合控制管理系统架构，进而指导该系统详细设计工作的顺利开展。

简介：摘要：传统落震试验主要针对大型起落架，测试误差通常满足要求，近年来无人机起落架落震试验逐渐增多，试验中常存在投放功量、理论功量和测试功量难以匹配的问题，本文详细分析计算投放功量和测试功量时存在的问题和误差产生的原因，并提出了试验误差的控制方法。在讨论电磁锁退磁时间、导轮摩擦力和投放功量计算方式对投放功量计算结果产生的影响，以及零点偏移和位移传感器安装位置不当对测试功量计算结果产生的影响基础上，试验中用适当增加投放高度的方法补偿下沉速度，通过投放功量的改进算法保证投放功量计算的准确性，最后分析两种带转方式对航向速度和功量计算的影响，并分别提出控制方法。通过现场的试验结果表明，以上方法均可以减小无人机起落架落震试验的误差，有效提高试验精度。

简介：利用CFD数值模拟方法研究了GE-E3第一级高压涡轮的端区流场。针对间隙泄漏流流场损失,采用叶尖射流的主动控制方法,分析和比较了由此对端区流场及涡轮效率的影响。结果表明:在涡轮动叶叶尖采用合适的射流孔、射流流量或射流角度,可有效提高涡轮效率;涡轮端区流场对射流孔位置变化最为敏感,射流流量次之,而射流角度变化的作用有限;采用多孔射流方案时,涡轮效率最大可提高0.7%;采用叶尖射流主动控制的最终效果,取决于射流带来的正面作用与负面影响。

简介：霍尔电推进具有推力密度大、推力功率比大、比冲高及系统可靠等优点,在20世纪60~70年代突破关键技术、完成空间试验后,在俄、美、欧等航天器上获得大量应用,执行位置保持、轨道转移、轨道调整和深空探测主推进等任务。目前,100W级到5kW级功率的霍尔推力器已经实现在轨应用,100kW功率的霍尔推力器已在研制中。针对未来载人深空探测、GEO卫星、低轨和超低轨卫星及轨道机动飞行器等任务需求,霍尔电推进朝着更大功率包络,更强多模式调节能力,更高性能,更长寿命及推进剂多样化等方向发展。在分析霍尔电推进技术特点和适用任务后,对国内外霍尔电推进技术的发展现状、任务应用等进行了综述,最后对霍尔电推进的发展趋势进行了展望。

简介：管路连接操作在液体火箭发动机组件液流试验中非常频繁,为了提高试验效率、降低试验过程中密封件的损耗,需要将现用的连接方式进行改进,而高压快速连接接头在国内市场并没有成品。因此,结合实际操作对液流试验用的连接接头进行了重新设计,并经过不断改进和验证,达到了快速、可靠的连接目的。

简介：研究了树脂砂低压铸造工艺理论与原理,结合工艺试验得到了铝合金ZL104涡轮泵出口管树脂砂低压铸造工艺规范。采用该工艺规范制造的铝合金ZL104涡轮泵出口管已用于CZ-5和CZ-7运载火箭液氧煤油液体火箭发动机之中,CZ-5和CZ-7运载火箭已通过了飞行考核,液氧煤油液体火箭发动机工作正常。由此表明：铝合金ZL104涡轮泵出口管树脂砂低压铸造工艺是合理、正确和有效的。

简介：目前发动机试验温度参数主要采用接触式测量方法,测温元件直接与被测对象相接触,优点是测量精度高,缺点是试验过程传感器经常损坏或脱落,且高温和腐蚀性介质影响感温元件的性能和寿命。根据发动机试验任务的要求和液体火箭发动机试验的特点,结合先进的分布式无接触式测量及光纤传输的技术,设计并建立了红外热成像测量系统。该系统采用无损、无线测量及光纤传输方式,提高了发动机热试车恶劣环境条件下关键部位温度参数的获得率,为全面研究发动机工作过程温度场分布情况奠定基础。

简介：摘要：本文描述了加热带的设计思想方法以及应用范围，给出了加热带设计功率计算方法以及匀热层厚度的确定，通过数值建模仿真计算确定了加热带的电阻丝间距。试验表明电阻丝加热带在热试验中安全、可行。

简介：由于强大的涡流会使先进战机机身产生裂纹破坏，常规的全尺寸疲劳试验已经不能有效验证和解决先进战机大攻角飞行状态下后机身和尾翼的疲劳破坏。如何分析和评估复杂疲劳载荷对机身结构寿命产生的影响是航空强度领域急需解决的研究难点，本文以澳大利亚航空与航海研究实验室针对F／A-18进行的动态疲劳试验为例，介绍了国外先进飞机动态疲劳试验验证技术发展的进展，给出了我国动态载荷在全尺寸飞机疲劳试验方面的研究方法和相应途径的建议。

简介：首先简要介绍了系统工程的发展历程以及近年来在国内外各大项目的普及应用情况，然后对系统工程的应用范围进行了分析，并指出在航空产品研发初级阶段的核心工作是处理需求。然后介绍了需求的定义、分类以及需求工程的定义、重要性，详细介绍了需求分析在航空产品研发初期阶段的工作流程，对系统工程在航空产品研发中的应用起指导作用，有利于保障航空产品研发的成功率。另外，该分析流程适应性强，具有普遍的推广意义，可为其它各种产品的研发提供参考借鉴。、

简介：感光型火警探测器具有不小于90°的锥形视角和数米远的探测距离，以及响应速度快、环境适应性强和非接触式测量等优点，已广泛应用于国外先进飞机的防火系统中。文章对感光型火警探测器的技术原理、特点及国外直升机防火系统中的应用实例进行了分析和研究。