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。     

可修系统试验数据的比较

非齐次Poisson过程,特别是Weibull过程,在可靠性增长试验和加速寿命试验领域中起着非常重要的作用。本文考虑了多个Weibull过程强度函数是否相等的假设检验问题。在假定所有的形状参数相等的条件下,本文在Ⅰ型多台定数截尾、多台定时截尾和Ⅱ型多台定数截尾三种情况下,给出了检验假设H_0:α_1=α_2=…=a_k的小样本和大样本的统计方法。     

再入飞行器系统综合环境可靠性试验

对系统进行多项环境和各分系统相互间作用的考核，实现系统的综合环境试验，在给定可靠性评定方案下，验证系统的实际可靠性，是当今一项先进技术，要求较高的技术水平。经多年研究，首先对再入飞行器系统实现了这项试验。从综合环境条件的确定、可靠性评定方案的建立、环境条件的模拟和控制等方面作了介绍，由于技术上的先进性、有效性及复杂性，对此我国宇航界产生了很大兴趣。     

谈正交试验方法的简易化

正交试验法由于其直观、简单、有效,正在获得日益普遍的推广应用。然而各种书刊在正交试验的讲法上很不统一,造成人们理解上的困难,影响着正交试验法的进一步推广。本文指出正交试验法的实质是多因素试验优化法,它能以尽可能少而分布均匀的试验条件通过分批试验逐步地“搜索”到最优解,而且不论实际问题有无交互作用均能适用。文章认为国内数学界倡导的正交试验方法,在安排试验因素时不去专门分析因素间的交互作用、而对试验结果采用直观比较与分析,这是对国外正交试验方法的有效简化。正是这种简化才使正交试验法能在我国获得迅速普及与推广,成为广大群众手中的有效管理工具。     

发动机空中插板逼喘试验研究

发动机飞行试验台进气扰流装置由一组安装在被试发动机吊舱进气道内的插板组成,通过安装不同数量的插板可以在被试发动机进口造成10%~60%的6种堵塞比.通过采用在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置对被试发动机进行逼喘试验,探讨了飞行台发动机插板逼喘试验的试验程序和方法.为进行被试发动机空中插板逼喘试验,测量被试发动机进口流场压力分布,对发动机飞行台试验吊舱的过渡段壁面加装了静压座,并安装了总压测量耙,对被试发动机进口的总压、静压及动态压力进行测量.在试验过程中,首先进行均匀流场地面试验,获得均匀来流下被试发动机进口总压流场,然后再安装30%、40%及50%的插板进行被试发动机地面逼喘试验,最后安装40%的插板进行被试发动机空中逼喘试验.研究了在航空发动机飞行试验台上采用插板方式进行逼喘试验的方法,包括试验设备、测试方法、试验程序,并对地面和空中试验的结果进行了简要的分析.     

结构热强度虚拟试验平台技术研究

简要描述了通过对地面热试验的各个环节进行数字化建模,构建结构热试验虚拟试验平台的技术途径.数学仿真的过程也就是确定模块特征参数的过程,模块的标准化也是虚拟试验技术的发展趋势.热环境虚拟试验验证平台的建立对热环境地面模拟试验具有预示和指导作用,可以提高热环境地面模拟试验质量、缩短试验周期,加快热环境地面模拟试验的发展速度.     

汽车与火车运输试验的振动情况

本文简述了简单系统对不同振动过程的响应特性。通过对部分地区的汽车与火车的振动测量,说明了运输过程的振动情况。     

可重复使用热防护系统试验验证技术概述

主要针对高超音速飞行器三种典型可重复使用热防护系统概念,详细阐述了热防护系统试验验证技术国内外进展。国外所开展的热防护系统验证试验项目,主要包括热物理性能试验、力学性能试验以及在热、压、振动、噪声、大气暴露、雷击等极端环境下的TPS结构耐久性试验三大类。简要介绍了热防护系统验证试验的关键技术,分析了国内在热防护系统试验验证技术方面的技术需求,阐明了我国热防护系统试验验证技术未来发展方向。     

微机控制的外挂物投放试验自动化系统

本文扼要阐述飞行器外挂物投放试验中微机控制的测控自动化系统的原理、性能、软硬件设计和主程序流程图。     

地面长时间微重力装置原理及设计

采用串联的Maxwell摆作为主机构，可以实现地面上长时间、低速度的连续失重环境，解决了地面上长时间失重伴随的速度无限增大及加速度反弹问题。     

磁悬挂天平主激磁绕组的恒流控制系统

国防科技大学研制的６０ｍｍ×６０ｍｍ磁悬挂天平的主激磁绕组，采用了保持激磁电流不变的恒流控制系统，克服了由于温度变化而引起的系统参数变化，提高了测试系统的准确性和稳定性。对实验过程中所出现的误差源，也逐一加以分析，从而找到了减少误差的方法。在恒流系统斩波器电路中，由于使用了集成电路加晶体振荡器的斩波信号源，大大提高了开关频率的稳定精度，改善了闭环系统的滤波效果，提高了系统的稳定特性。本文还介绍了值流系统的设计方法和主要系统电路。     

边界层转捩位置的测量与控制技术

本文介绍了边界层转捩位置测量与控制方面的几种新技术。包括组合热膜法，液晶显示与图像处理法，激光片光源与烟流显示法和热脉冲人工转捩控制与内声激振人工转捩控制。并对试验设备与试验方法及其应用实例分别作了介绍。     

FL-7风洞发动机的优化控制

本文介绍了 FL-7风洞功率源——三台航空发动机控制系统,通过回归方程和协调控制方法达到对 M 数的优化控制。这个控制系统是一个非线性系统,它可用变参数的传递函数来描述。传递函数由实验数据拟合。在分析非线性动态模型的基础上,FL-7风洞发动机优化控制通过采用回归方程的预报控制及发动机和旁路活门间协调控制方法来实现。经 FL-7风洞运行试验表明,这个优化控制系统具有精度高、可靠性好、响应速度快且节省燃油等优点,它的性能指标是令人满意的,现已投入使用。本文最后给出了微机控制系统的逻辑电路和计算机程序。     

M数控制初步研究

本文研究了目前国内亚、跨声速风洞M数控制的几种方法,分析了现状和所面临的问题,提出对第二喉道用闭环控制和对驻室静压的闭环控制方法,简要介绍了52风洞亚声速运行时的驻室静压控制和总、静压比值控制的原理,并着重讨论了风洞串级控制的变量耦合问题。     

快速阀控制电路

本文介绍快速阀控制电路的用途、技术指标、框图及电路原理。对克服严重现场干扰、使控制电路具有高度可靠性方面所采取的具体措施也进行了比较系统的介绍。     

快速阀门同步控制系统

本文阐述了自在由飞弹道靶试验中,利用微波相干原理,取得模型运动的起步信号,经过与模型运动速度相对应的延时后,去触发控制电路,引爆阀体内的电雷管,控制阀门的开启和关闭的同步控制系统。     

玻璃熔炼炉自动加料装置中的称料控制器

玻璃熔炼炉自动加料装置中的称料控制器是控制加料机下料时粉料和熟料比例的装置。称料控制器由两个料斗(粉料斗和熟料斗)和每只斗上的三个力传感器以及信号调理器、模数转换器、智能控制器、开关量输入输出、继电器控制器、面板控制器、打印机、电源等部件组成。它受控制盘上的可编程控制器控制,同系统协调工作。在系统中采取了一系列抗干扰措施,如抑制电源系统干扰,抑制信号传输系统干扰,抑制地线系统干扰等,采取这些措施后,使称料控制器在强干扰场内能可靠地工作。系统精度达0.03%。     

航天飞机的随控布局研究——航天飞机空气动力学问题之六

从60年代后期以来,在飞行器研制中逐渐采用先进的主动控制技术。对于航天飞机,随控布局的主要任务是放宽静稳定性,对静不稳定的航天飞机实现飞行控制,并使共具有良好的飞行品质和性能。航天飞机随控布局设计的主要参数是高超音速下的配平能力、重心后限和操纵面的气动加热。在空气动力学上,主要靠机翼机身的合理布局设计。最佳的随控布局设计比常规设计飞行器的有效载荷有显著的增加,飞行器的净重约可减少10%。     

中国第一艘遥控热气飞艇

对世界飞艇的过去与现状和我国现已研制成功的8艘飞艇之概貌以及当今三种不同浮升气体飞艇——氢气飞艇、氦气飞艇、热气飞艇之优缺点介绍后,论述了研制中国第一艘遥控热气飞艇 CARDC-208号的主要原因并介绍了这艘飞艇的总体设计特点及其试飞结果。已成功地把这种遥控热气飞艇作为运载工具,带飞/投放飞机的遥控模型进行失速/尾旋自由飞试验。     

高超声速风洞引射器阀门系统的微机控制

本文介绍了高超声速风洞引射器阀门系统采用计算机控制的设计思想和原理框图。在软件和硬件设计过程中采取了一系列措施，成功地在风洞中实现了微机实时控制．