转动旋翼模型动柔度的试验研究

介绍测定转动旋翼模型动柔度的试验方案、试验程序，综述以作者自行设计的旋翼模型进行试验所得到的结果及其与理论计算结果的比较。结果表明，试验方案与方法是可行的，理论计算公式是正确的。     

FL-8风洞旋转天平试验支架干扰研究

给出了FL-8风洞进行旋转天平试验支架干扰研究的情况,对试验方法、设备和试验结果进行了介绍.为了实现圆弧形滑轨与模型支杆的支撑和变角功能,特别设计了新型的变角支杆.试验结果表明:支架干扰对纵横向气动力的影响规律是不同的,对纵向结果的影响是与旋转方向无关的,而对横向结果的影响在正反旋转时是相反的.尾撑和背撑试验结果经过支架干扰修正后向相同的值靠近,说明支架干扰修正的结果是合理的,提高了试验结果的准度.     

复杂框架结构模态试验准备及设计技术

将试验和有限元分析相结合是提高复杂结构模态测试结果准确性和可靠性的一种发展趋势,以一个复杂框架为例,介绍了如何利用有限元分析结果进行复杂框架结构模态试验的准备和设计,即在试验前利用有限元结果进行测量点和参考点的优化布置,获得最佳的试验方案,从而达到缩短试验周期、提高试验精度的目的,逐步实现从单一的物理试验向分析与试验综合研究的跨越。     

高超音速风洞相变涂层测温试验技术研究

本文讨论和介绍了获得气动热交换参数的相变涂层定量测温技术的试验研究。试验是在 FL-31高超音速风洞、M_(∞)=6.95的喷管上进行的,所用模型是可加工陶瓷材质半球-圆柱模型。将试验结果与理论值和热电偶测量结果作了比较,结果表明,球面上的热交换系数分布与理论值、特别是数值解结果很吻合。     

弹射座椅稳定伞高速风洞动态测力试验研究

为了测试弹射座椅稳定伞在高速气流中的动态特性,在1.2m×1.2m跨、超声速风洞(FL 24)进行了稳定伞高速风洞动态测力试验。笔者叙述了试验方法,并给出了典型试验结果,包括稳定伞在试验M=0.65±0.04时的气动特性、进入自转状态的时间t自转以及在试验M=1.14时的强度测试结果等。试验结果表明,稳定伞的材料、设计及工艺是可行的,试验方法是成功的。     

基于剪裁技术考虑的某冲击试验分析

利用环境工程剪裁技术对某冲击试验的结果进行分析,结果表明,按照引用标准评定为"超差"的试验,当考虑到试验件结构的特性并进行必要的数据转换后,试验结果是有效。首先分析造成超差的原因为天线组件的剩余响应,然后通过频域数字滤波进行数据转换。     

系统级产品振动试验仿真

本文利用有限元建模技术，建立了振动台、试验夹具、系统级产品精细的有限元模型，对各部件模型进行了振动特性计算，并通过部件模态试验和振动试验结果及总体综合分析相结合的方法对有限元模型进行了多次修正，得到了总体有限元模型。根据此模型进行了产品的振动试验仿真，并用试验结果对仿真结果进行了验证，验证结果表明系统级产品振动试验仿真结果与振动台试验实测数据是具有可比性的，振动响应的均方根值误差基本上小于lO％，功率谱曲线趋势近似，误差在工程允许的范围内。     

航空风洞中大气边界层的模拟

本文在评述航空风洞中各种人工加速形成边界层方法曲基础上,提出一种适用于NH-2模型风洞形成大气边界层的模拟装置及其试验结果。试验结果与有关资料比较是相符的。故此模拟装置可推广应用到NH-2航空风洞中的风力工程试验。     

装有重新设计燃料泵的YLR87-AJ-5火箭发动机涡轮泵瞬态试验及有关推进设备

试验目的已经达到了。两次试验是以抽吸侧脉动情况下作的,另一次试验是在排泄侧脉动情况下作的。重新设计燃料泵瞬态试验结果与产品燃料泵试验结果作了比较。从分析大力神Ⅱ纵向振动有关参数和减少纵向振动角度来看,比较起来,重新设计的泵显示出此产品泵有更显著的优越性。分析采用重新设计燃料泵对总系统的影响时,必须联系氧化剂系统。     

航空风洞中大气边界层的模拟

本文在评述航空风洞中各种人工加速形成边界层方法的基础上,提出一种适用于 NH-2模型风洞形成大气边界层的模拟装置及其试验结果。试验结果与有关资料比较是相符的。故此模拟装置可推广应用到 NH-2航空风洞中的风工程试验中。     

航天飞机驮机空气动力学——航天飞机的空气动力学问题之七

根据美国航天飞机驮机空气动力学的研究结果,本文简要地介绍了轨道器/驮机空气动力学的高阶面元法理论计算,风洞模型试验,仿真和飞行试验。风洞模型试验是建立轨道器/驮机气动数据库的基础,仿真是确定分离程序和训练驾驶员的有效方法,飞行试验是轨道器/驮机的驮运、分离和进场着陆气动性能的最后验证。研究试验表明:飞行试验与风洞试验和仿真结果符合得较好。合理地改装现有大型运输机,可以较好地完成航天飞机轨道器的驮运和进场着陆试验任务。     

C/E复合材料网格加劲壳临界外压计算的实验验证

本文给出了C/E复合材料三角形网格加劲壳几个临界外压试验结果,并与理论计算结果作了比较。比较表明:作者为复合材料网格加劲壳提供的临界外压计算公式是可用的。最后根据本文给出的少量临界外压试验结果,为复合材料网格加劲壳临界外压设计计算提供了试验修正系数的初步值。     

一种测压试验数据与部件测力试验数据的协调处理方法

由于试验的风洞不同,试验模型不同,测压试验数据积分带来的误差等原因,导致了测压试验数据积分结果与部件测力试验结果不一致,这样的两套数据难以用于型号设计。为此,笔者采用了一种以部件测力试验为基础,将测压试验数据积分结果及其分布协调处理到与部件测力试验结果一致的方法,并用于型号的设计研制中。     

钛合金车削时刀具耐用度试验研究

本文首先指出进行刀具耐用度试验研究的重要意义。回顾了过去常用的几种快速试验法。分别对常规试验法、阶梯试验法、五点试验法、端面车削试验法、圆锥车削试验法等刀具耐用度试验作了介绍,以钛合金车削为例,给出T—v公式的计算结果,经验证明,这几种快速试验法,特别是当它们结合生产进行时,对于刀具耐用度的预测和控制是很有帮助的。     

电弧加热器超声速湍流平板烧蚀流场变化研究

电弧加热器超声速湍流平板烧蚀试验技术是研究防热材料烧蚀特性的重要手段。为研究超声速湍流平板烧蚀过程中流场变化情况,采用数值求解二维N-S方程的方法进行试验流场模拟。从模拟结果看,未烧蚀模型外形流场模拟得到的模型表面参数结果与试验结果吻合很好。然后对烧蚀过程中的模型外形进行了流场模拟,并与试验流场进行对比,根据模拟结果分析了试验过程中模型表面压力和热流密度分布的变化。根据分析可知,如果平板模型烧蚀量最大的位置在初始高热流区内,可以采用该烧蚀量计算烧蚀速率。     

2E12铝合金机身壁板损伤容限分析与试验验证

2E12为国产新研铝合金材料,拟用于飞机机身蒙皮结构。损伤容限特性是该材料应用于型号的关键指标之一。按损伤容限设计要求,本文设计了3组典型的机身壁板结构试验件,包含了单跨裂纹、双跨裂纹和裂纹修理3种情况,首先完成了裂纹扩展和剩余强度数值分析,随后进行了验证试验,同时与2024铝合金试验件进行了对比分析和试验。研究结果表明：新研2E12铝合金材料损伤容限性能较好,能够满足型号设计要求;相对于单裂纹扩展,多裂纹的存在显著提高了裂纹扩展速率,多裂纹的总寿命缩短约为30%;裂纹扩展分析结果与试验结果误差小于10%;各试验件剩余强度结果一致性很好,分析结果与试验结果的差别约为2.3%。     

可靠性统计试验方案及其选取

通过对定时试验方案和序贯试验方案两类统计试验方案的分析,指出它们均吸收对方的优点,其差别仅为定时试验方案保持拒收责任故障数不变。由于序贯试验方案(定时截尾)的判决对"订购方与承制方"均是公平的,故建议采用,并给出方案如何选取。同时指出,试验结果的评定中,点估计验证区间的上、下限系数与试验方案无关。表明,GJB 899-1990中的表A7与表A8适用于所有技术状态不变的产品可靠性试验结果的评定。     

地面模拟热颤振试验研究

本文介绍航空结构在气动加热和非定常气动力联合作用下,求结构热颤振特性的地面模拟试验方法。文中介绍了四种结构模拟颤振试验结果并与设定温度场理论计算值和实测温度场理论计算值进行了比较,其结果是令人满意的。最后对试验值进行了讨论并作出结论。     

航天器部件、系统热真空和温度循环试验对可靠性增长的比较

引言和结果摘要研究的目的是为了比较航天器部件、系统的热真空试验(T-V)和热循环试验(T-C)的有效性。不严谨的来说,“有效性”是指试验查出、扩大并且引起试验工程师注意的部件中弊病或薄弱环节的能力。由于这个原因,本文也采用“敏感度”这个词。     

涡轮喷气发动机单管燃烧室试验

201教研室在本年春季为了为某项科学研究工作积累数据资料进行了一项单管燃烧室试验。试验是用某型喷气发动机的单管燃烧室进行的。由试验结果可看出该型燃烧室在试验器上工作肘其出口断面上流速与温度分布的情况;其火焰筒圆柱段管壁上温度分布的情况;以及火焰筒圆柱段积炭积累的情况。试验是以不同煤油在相似的条件下进行的,因此试验结果同时也提供了可以藉以比较这些油料的特性的初步资料。限于设备条