对建立贯穿型号研制全过程的热强度试验体系、试验标准的初步探讨

阐述了热强度试验技术,回顾了国内外热强度试验技术的现状和发展,结合热强度试验技术在型号中的应用实际,分析了建立贯穿型号研制全过程的热强度试验体系、试验标准的必要性和技术基础,对其可行性进行初步探讨。     

高频底座天平的研制与应用

采用刚性模型、利用高频底座天平直接测量建筑物动态风荷载的ＨＦＤＢ技术为建筑物动态测力试验开拓了新的途径，使建筑物动态风载试验的时间和费用都大大下降。本文对高频底座天平的研制与初步应用作简单的介绍和说明。     

复合材料结构强度散布特性及可靠性问题的讨论

本文首先对过去复合材料研制中积累的一些试验数据进行了统计分析,对复合材料壳体临界外压的散布特性提出了初步看法。然后对与复合材料结构可靠性有关的几个问题:设计安全系数选取、破坏模式的控制与转变、原材料及制作工艺的控制与检验等进行了讨论。可供复合材料结构设计参考。     

耐用防热方案的验证试验

为了给未来空间运载系统表面提供耐用的热防护,正在研制三种新型防热系统(TPS):钛合金多层壁、超级合金蜂窝和新的碳-碳多支柱结构。该文介绍这些方案的验证试验(热、振动、噪声、存放环境、雷击、气动热)。初步试验结果表明三种防热方案,可以在2300°F以下表面温度范围内使用。     

大型连续式跨声速风洞总体方案与关键技术研究

大型连续式跨声速风洞具备飞行器外形精确模拟、气动弹性评估和机体/推进一体化设计等试验能力,试验段尺寸大、指标要求高、系统规模大、运行功能多.围绕大型连续式跨声速风洞的特点,简要介绍了大型连续式跨声速风洞总体设计方案,重点介绍了世界一流流场品质实现、大型轴流压缩机及其驱动系统研制等关键技术的初步研究成果.     

新一代运载火箭助推器分离验证试验技术

助推器分离验证试验是新一代运载火箭研制过程中非常重要的大型地面试验之一。本文介绍了助推器分离试验的目的、总体设计思路、试验方案、关键技术和实验效果,该项技术运用在新一代运载火箭研制过程中,两种新研发的回收技术和分离试验综合仿真技术的成功应用使大型助推器分离方案验证试验取得了圆满成功,为将来重型运载火箭助推器分离试验技术提供技术支撑。     

新机研制技术水平的确定及应用

本文在分析影响新机研制技术水平有关环节的基础上,确定用主要部件技术水平、设计水平等五个关键方面作为新机研制技术水平的主要影响因素。初步建立了技术水平指标的数学模型,从而确立了时间、费用和技术三坐标中的技术坐标。最后,研讨了技术水平指标的应用方式,分析了新机研制的周期、费用与技术的关系。     

噪声试验技术在高超声速巡航飞行器研制中的应用前景

针对高超声速巡航飞行器的特点,重点对高超声速巡航飞行器特有的声载荷环境下需进行的几项典型噪声试验技术进行阐述,包括试验目的、试验条件和试验方法等.同时列举了各项试验技术在产品研制中的应用实例,概述了相关试验技术在高超声速巡航飞行器研制中的应用前景.     

开关磁阻调速电动机非线性分析

开关磁阴电机系统是性能优良的新型调速电动机系统。本文阐述了双凸极磁阻电机的非线性二维磁场的数值计算方法,据此进行了系统主电路的非线性网络数字分析,进而作了不同工作条件下的电流波形仿真、系统性能计算及控制参数的优化选择,初步实现了开关磁阻调速电动机系统的计算机辅助分析。并通过所研制的500W样机的具体计算和试验验证,证明计算和实测结果是吻合的。     

航天器环境试验标准体系研究

环境试验是航天器安全和可靠性的重要保障。本文在对航天器研制过程中所经历的环境及效应分析的基础上，从航天器的系统构成和航天器的研制流程角度，对航天器的环境试验进行了分类，进而构建了航天器系统级、分系统/组件级、材料/器件/电子元器件级的环境效应试验标准体系，这对航天器的研制及航天器的在轨安全和高可靠性具有重要意义。     

旋翼/机身组合模型试验台技术改进及验证

中国空气动力研究与发展中心研制的旋翼/机身组合模型试验台,具有阻塞度小、功率大、支架干扰小等优点.近年来,试验台通过配套研制标模系统、改进测量系统及旋翼操纵系统标定方法等工作,使试验台的水平和能力得到了进一步的提升.验证试验表明:该试验台技术先进、性能指标优良,安全稳定性好,试验数据精准度高,可作为直升机型号研制和课题研究可靠的试验平台.     

2米旋翼模型试验系统研制

旋翼模型试验系统是开展直升机理论与技术研究、新机研制的最基本和最重要的试验设备。本文简介由南京航空学院研制的2米旋翼模型试验系统、它的设计思想和主要特点等。该系统主要用于开展直升机空气动力学、动力学和飞行力学等方面的试验研究,也可直接为直升机型号研制服务。其主要设计原则是满足试验要求、与现已有的风洞相匹配和满足可行性与灵活性要求等。 本文对旋翼模型、操纵与激振系统,动力、传动系统,测量系统,数据采集与处理系统,安全监控与报警系统,以及中央控制台与显示系统等的主要特点均作了简略叙述;还简要介绍了系统调试中的几个问题:温升、振动、天平标定及变距标定等。 系统调试完成之后,已成功地进行了几个典型的空气动力学与动力学试验。试验结果达到预定要求,表明该试验系统的研制是成功的。     

半模机翼振动对气动性能影响的风洞试验研究

为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验.通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响.试验结果表明:半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果.并对产生原因进行初步探讨.     

从振源分析看现行振动试验条件的不合理性

一、前言宇航器的制导和稳定系统在振动试验时出现的故障,在整个环境试验故障中占的比例较大,这意味着慎重制订试验条件对宇航器的研制有重要意义。如果试验条件订得过高,会增加研制成本,延长研制周期;订得过低试件就得不到应用的考验而使可靠性下降。一个好的     

跨音速风洞变开闭比斜孔壁的初步研究

为了减轻跨音速风洞试验的洞壁干扰,改善跨音速风洞的流场品质,自行设计并研制了一套可连续调节开闭比的60°斜孔壁。开闭比变化范围为0～9.2％,在一个600mm×600mm的跨超音速风洞中使用这种变开闭比斜孔壁后,流场品质得到了改善。本文介绍这种变开闭比壁板的概况和M=0.6～1.2范围内的初步试验结果.     

电弧湍流平板烧蚀矩形喷管研制及应用

为发展电弧加热器超声速湍流平板烧蚀试验技术,需研制新的矩形型面喷管.选取型面和锥面两种方案,通过数值模拟分析,最终采用了型面喷管方案.通过改进喷管结构,采用整体结构设计、加工的方法,研制的喷管使用良好,能够达到试验要求.并成功应用于材料匹配试验和边界层内的凸起物形貌烧蚀试验.     

联合环境试验方法及其应用

一、前言众所周知,在一般电子产品的研制和生产过程中,都离不开环境试验。如高温、低温、盐雾、雨淋、振动、冲击、噪声等,几乎都是必须进行的试验项目。特别是飞机、导弹、卫星上的电子产品,更是如此。只有进行了这些试验,并证明产品在这些环境作用下仍能正常工作,产品才能投入使用。这些试验起初只在军用产品上进行.后来发展到一般民用产品也进行,而且国外早就制定了试验标准,各类产品按照相应的标准来进行试验。在产品的研制阶段有研究性     

民机低速风洞测力试验技术研究

民机低速风洞测力试验技术是中国航空工业空气动力研究院低速所新研制的一项试验技术,为了达到国际先进测量水平,该项技术先后成功研制了专用的应变天平,改进了模型支撑和稳风速控制系统,用CRJ民机模型进行了风洞试验验证。试验结果表明:FL 8风洞的测量精度已经达到了国际先进水平。     

俄罗斯潜射导弹的气体流体动力试验场

俄罗斯马克耶夫设计局（国家导弹中心）为俄罗斯潜射导弹的传统研制单位，在半个多世纪的时间内研制和开发了大量的试验台、试验装置和试验方法，可以进行导弹、系统和导弹武器系统整体／导弹一航天产品在所有环境下的各种试验。该设计局拥有全套的气体流体动力试验场，可以对潜射导弹的整个发射过程进行研究和试验。     

超声速颤振风洞试验技术研究

颤振试验中，为避免暂冲式超声速风洞起动/关车过程中的冲击载荷损坏复合材料模型，依托FL-23风洞研制了一套超声速颤振投放系统。该系统的主要功能是在超声速流场建立后能够快速将模型投入流场，并在试验完成或模型振动临近发散时将模型收回。试验结果表明，该投放系统能够有效防止风洞起动/关车冲击载荷损坏模型，放宽了对超声速颤振试验模型强度的限制；亚临界预测的颤振临界速压与风洞试验直吹颤振结果一致；初步建立了工程实用的超声速颤振试验平台。