示波器测量上升时间的动态误差评估

就使用示波器进行上升时间测量时,选用不同的带宽、采用率、采样方式、拟合方式及打开通道数目的不同对测量结果所产生的动态误差进行了评估,最后说明了探头、反射、非线性对测试结果的影响.     

航空发动机推力测量台架动架支撑方式研究

为提高发动机推力测量精度,从推力测量台架设计和推力测量系统校准角度出发,首先介绍了影响航空发动机推力测量精度的主要因素及推力测量台架;然后分析了不同动架支撑方式对台架刚度系数的影响,及发动机推力、动架支撑方式和台架刚度系数三者之间的内在联系,阐明了不同校准方式对动架支撑方式的决定性影响;最后总结了推力测量台架设计应遵守的优选原则。     

飞机液压管路支撑的有限元建模方式对应力分析的影响

在飞机典型液压导管不同构型和负载模式下,做了应力试验测量,得到应力试验的数据,并在有限元环境MSC.PATRAN中,针对导管的不同构型建立有限元分析模型,对每种构型下支架与卡箍采用八种不同的简化方式,得到仿真结果。然后将不同简化方式的仿真结果与试验结果作对比分析,考虑不同因素(如支架刚度、卡箍橡胶刚度、导管与橡胶间的摩擦与滑动等)对分析结果的影响,找到了在工程上简单易行,精度上可以接受的支撑简化方法。     

直连式喷气发动机试车台试验件进气的联接方式及有关问题

针对直连式喷气发动机试车台稳定段同试验件的联接问题，根据空气流量测量、补氧及推力测量等不同试验目的与要求，讨论了选择联接方案对试验结果的影响。结果认为，模拟总温较高时，音速喷嘴流量测量联接方式应慎重选用；采用能够测量进、出口压力的迷宫密封方式，可以根据喷嘴及回绕式阻隔件流动理论计算出空气泄漏量并可测出压力损失值，从而对试验所要求的补氧量及推力测量提供较准确的修正。     

燃气分析法测试燃气轮机主燃烧室燃烧效率、气态污染物误差分析

介绍了测量燃气涡轮发动机主燃烧室燃烧效率、气态污染物排放的燃气分析系统，从取样、摆动测量方式、过程温度控制、仪器测量4方面分析了燃烧效率、气态污染物的误差.结果表明:采用混合式取样器以摆动测量方式得到的燃烧效率误差在0.21%以内，余气系数的误差在1.11％以内，气态污染物误差在2.24%以内.此外还对燃烧室不同工况下的燃烧效率和污染物组分体积分数分布进行了统计分析，确认了除较高油气比状态的燃烧效率分布较为均匀，可适当减少取样点数量外，足够的取样点数量是保证燃气分析测试结果准确性的必要条件.      

机场开放Ⅱ类运行时助航灯光供电方式的选择

本文对机场开放Ⅱ类运行时对助航灯光供电系统的相关规定进行了说明，针对相关要求，提出了几种可供参考的供电方式，并对各种供电方式进行了详细的阐述。最后根据不同的使用条件，对供电方式的选择提出了建议。     

电力系统中电能计量方式的选择及分析

在电能计量工作中,能否正确选择与电力系统运行方式相匹配的计量方式是影响电能计量准确性的一个重要因素。根据电力系统中中性点接地运行方式的不同进行分类,分别对三相三线、三相四线两种计量方式在不同的中性点接地系统中计量的准确性、合理性进行理论计算和技术分析,为电能计量方案的制定提供一定的理论依据。     

静力弹塑性分析方法中不同加载模式的对比

利用有限元分析程序SAP2000，以两个框架结构为例对结构进行pushover分析和时程分析．研究结构在地震作用下的反应。对pushover方法应用于不同高度的结构和几种不同的加我方式做了详细的研究．研究内容包括由pushover分析得到的结构破坏时的层间位移分布以及结构变形曲线、结构构件塑性铰的分布情况等．并使其结果与时程分析相比较，分析了pushover方法的不同加载方式的特点和适用范围。     

测点布局对航空发动机总压畸变指数的影响

为了阐明测点布局对航空发动机进气总压畸变测试结果的影响，利用旋转总压测量耙对5种畸变流场的稳态和动态总 压畸变成分进行了测试，计算了旋转总压测量耙位于不同位置时畸变流场的稳态周向总压畸变指数和动态总压畸变指数，分析了 不同测点布局下总压畸变指数计算结果的偏差。结果表明：测量耙/测点与畸变流场的相对周向位置对总压畸变指数计算结果的 准确性至关重要，对于所分析的5种畸变流场，增加测量耙/测点周向数目并不能使总压畸变指数计算结果的偏差单调减小，但可 降低其对测量耙/测点周向位置的敏感度。基于畸变区域周向分布设计稳态总压畸变测量耙的周向位置，组合使用不同相对半径 处测点对动态总压畸变进行监测，可提高总压畸变指数计算结果的准确性。     

线纹尺安装方式对空气折射率实时修正效果的影响

根据三种实际测量情况进行分析,介绍了在使用激光干涉法测量线纹尺过程中,空气折射率实时修正技术对测量结果的影响与仪器布局和线纹尺安装方式的关系,并得出了相应的结论.     

碳纤维复合材料雷击损伤的瞬态红外热成像检测

通过雷电模拟,对复合材料层合板试样进行雷击损伤试验。基于热扩散原理,针对不同的雷击试验件,采用波形为长脉冲形式的瞬态热激励方式对雷击损伤进行红外热成像检测,并对不同时刻的检测结果进行分析、比较,对缺陷轮廓进行界定,对结果进行定量测量。检测结果表明,无论是否对碳纤维复合材料表面进行防护,瞬态红外热成像方法均能够有效检测出雷击后的内部分层损伤,可对损伤的严重程度进行有效区分,能够对缺陷尺寸、面积进行准确测量。     

三角翼飞机气动压力测量试飞技术研究

回顾了气动压力测量技术的国内外发展现状，介绍了三角翼表面压力飞行试验测量技术、试飞总体方案及实施方法，并对飞机试验情况进行了，给出了不同速度下飞机机翼表面压力分布试飞结果和飞机活动翼面的压力分布测量结果，试飞结果表明，机翼蒙皮直接改装测量孔和测压带方法均能有效测量机翼表达压力分布。     

暂冲式风洞马赫数控制方式对测压试验的影响研究

本文介绍了在FL-1风洞中，分别采用增压方式开车和正常方式开车时，某机简化全机测压模型机翼表面测压试验的结果，分析并讨论了两种马赫数控制方式对测压试验结果影响的原因。     

固定翼飞机空中受油方式研究

对固定翼飞机空中受油方式进行了全面的分类与总结,介绍了不同受油方式的基本原理,并进行了深入分析与比较.最后针对国内固定翼飞机的发展趋势,对其空中受油方式的发展方向给出了建议.     

砝码磁性测量过程中几何形状修正因子的计算与影响

通过一系列实验和数据,讨论用磁化率计法测量砝码磁性时各测量分量对砝码磁化率测量结果的影响,并着重分析了砝码几何形状修正因子的测量与确定,比较不同测量方式的特点,以求减少砝码磁性测量时的误差。     

半模机翼振动的风洞实验技术研究

飞行器机模型振动是影响其风洞实验数据可靠性的主要因素之一。为此,通过专门研制的半模振动模型,采用对称翼型NACA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼进行了低速风洞振动实验。选取五种激振方式,用直接测力法得到模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,研究了振动频率、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测量结果的影响。结果表明：振动对半模机翼气动特性的影响程度因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等而产生不同效果。结论对提高飞机模型风洞实验大迎角振动情况下的测量精准度有参考价值。     

混响室一半消声室声强法壁板隔声试验技术研究

从工程实用角度出发，以实验分析为基础米探讨声强法在壁板隔声试验中的应用。主要以声源变化、声强扫描方式及试件窗增加吸声体等方面对声强测量的影响，并将声强法测景结果与模型仿真结果进行对比。实验结果表明，在混响室一半消声室用声强法测最隔声，其方法及结果是可信的。结论为最终编制测量规范提供依据。     

CFRP层合板雷击烧蚀损伤模拟的电流加载方式分析

通过改进加载方式减小数值模拟与试验结果误差对于提高仿真准确性具有一定意义。本文探究复合材料层合板在不同形式雷击电流下的烧蚀损伤特性，改进Braginskii 电弧半径扩展公式，建立适用于雷击过程的电弧扩展半径数值模型；基于ABAQUS 建立CFRP 层合板有限元模型，分析不同电流加载方式下的烧蚀损伤情况。结果表明：建立的有限元模型能够模拟CFRP 层合板雷击烧蚀损伤；扩展移动加载造成的损伤面积、损伤深度和损伤体积与试验结果对比误差均约为7%，较其他加载方式仿真结果与试验结果对比具有良好的一致性，模拟复合材料雷击烧蚀损伤时应同时考虑电流扩展和移动的影响。     

陀螺仪气室中碱金属原子数密度的检测

碱金属原子作为原子陀螺仪原子源的组成部分，其数密度是计算原子陀螺仪工作指标的重要参数。基于碱金属原子对不同激光失谐的吸收程度不同，提出了一种通过拟合碱金属原子吸收光谱得到碱金属原子数密度的测量方案。不同于以往的吸收测量法，该方案针对实际实验温度和气体压强等条件，对吸收谱拟合式进行了修正，从而提高了测量结果的准确度。测量结果与理论计算结果相吻合，两者偏差仅1.2倍左右，并可进一步应用于校准气室内碱金属蒸气的实际温度值。     

球轴承接触角测量仪的动态不确定度

考虑球轴承接触角测量仪的自身动态特性、轴承外圈的试验转速、试验加载力对测量仪测量精度的影响，建立了测量仪的动态不确定度计算模型。针对小样本试验测试结果，采用灰色理论的方法评价了球轴承接触角测量结果的不确定度。基于不确定度的分离原理，分离出测量仪的自身动态特性、外圈转速、试验加载力对测量不确定度的影响规律，建立了接触角测量的动态不确定度计算模型，并通过实际算例验证了模型。建立的测量仪动态不确定度计算模型可用于预测不同工况下的接触角测量不确定度，有助于及时对测量仪进行相应的校准，以提高接触角测量结果的精度。