军事装备运输性标准化现状及工作重点

阐述了装备运输性标准化的重要意义,介绍了国内外运输性标准化发展现状,重点对国内军事装备运输性标准体系进行分析。通过借鉴利用国外经验,提出了军事装备运输性设计要求、运输性试验、运输性验证与评价等方面及标准化后续的工作重点,为尽早形成完整的运输性设计、试验、验证与评价等方面的标准体系提供参考。     

图书馆信息资源深层次的开发与利用

图书馆信息资源的深层次开发包括智力性资源的开发、预测性资源的开发、网络性资源的开发、用户能力性资源的开发。其中最主要的是智力性资源的开发。     

舰载战斗机发动机适配性体系研究

为有效促进舰载战斗机发动机研发,参考国外舰载战斗机发动机研制经验,结合作战使用需求,系统梳理了舰载战斗机发动机适配性体系组成,重点围绕海洋作战适配性、海洋环境适配性、舰载使用适配性阐述了相关能力要求。在此基础上,提出了整机试验、陆基飞-发适配性试验和舰基舰-机-发适配性试验逐层递进的舰载战斗机发动机适配性体系验证考核方式。分析认为未来舰载战斗机发动机适配性工作应加强体系融合联合攻关,注重远海长航舰面维修保障能力设计,加快推进发动机舰载适配性标准规范体系建设。     

军用飞机开展测试性设计技术

介绍了军用飞机的测试性设计技术、重要技术参数、测试性验证评估及开展测试性设计的意义等,通过分析提出了军用飞机开展测试性设计与验证技术的作用.     

军用飞机开展测试性设计技术

介绍了军用飞机的测试性设计技术、重要技术参数、测试性验证评估及开展测试性设计的意义等,通过分析提出了军用飞机开展测试性设计与验证技术的作用.     

航空发动机热端部件可修复性评估方法探讨

评估热端部件的可修复性是开展受损航空发动机热端部件修复工作的重要内容之一。本文综合介绍了热端部件可修复性的定义、技术上的可修复性及可修复性评估的工艺流程等。重点论述了不同因素对可修复性评估的影响,并指出:热端部件的可修复性评估应在现有技术基础上,针对部件结构和使用特点,综合分析部件缺陷位置载荷要求、焊接修复区组织性能和结构可达性、工艺匹配性等特殊制约因素对热端部件可修复性的影响,在此基础上实现受损热端部件可修复性的合理准确评估。     

系统测试性建模及验证方法

通过研究系统级测试性建模的基本原理,主要包括数学模型和图示模型,从结构、故障和测试三个方面给出了系统测试性建模的流程,最后给出了系统级测试性模型的验证方法,包括模型整体有效性验证、基于测试性分析报告的测试性模型验证等。     

直升机水中横向稳性计算与试验验证

参考水上飞机的横向稳性计算原理和海船稳性规范,建立了直升机的横向稳性计算方法,对漂浮姿态角、横向静稳性、横向动稳性、抗风浪等级等进行研究,并采用简单的方法进行燃油液面修正。完成了某型直升机漂浮特性试验,进行了横向稳性计算结果与试验结果的相关性分析。结果表明计算结果与试验结果的相关性很好。     

面向测试性虚拟验证的功能-故障-行为-测试-环境一体化模型

 由于测试性预计和测试性试验验证客观存在的困难及问题,测试性虚拟验证将在测试性工程领域发挥重要作用.根据测试性虚拟验证对模型的需求,针对传统测试性模型存在的定量特征少、导致测试性评估结果不准确等问题,提出一种功能-故障-行为-测试-环境一体化模型.首先,分析并指出该一体化模型由功能、故障、行为、测试、环境5大类要素构成.然后,在数学上对该一体化模型及其子模型进行定义和描述,分析并建立各子模型之间的关联关系.最后以某导弹及其测试系统为案例进行实验和应用研究.结果表明,在建模信息量充足的情况下,基于该一体化模型得到的测试性虚拟试验验证与评估结果较准确,能较好地支持装备测试性摸底、鉴定与验收等.     

体育非物质文化遗产特征研究

体育非物质文化遗产作为非物质文化遗产的一个重要组成部分,具有地域性和民族性、主体性和融合性、无形性和群体性、传承性和变异性、非物质性、多样性和活遗产性等特性。对体育非物质文化遗产的相关特性的全面理解和把握,有助于我国非物质文化遗产的保护和传承。     

Minimum quantity lubrication machining of aeronautical materials using carbon group nanolubricant: From mechanisms to application

It is an inevitable trend of sustainable manufacturing to replace flood and dry machining with minimum quantity lubrication(MQL) technology. Nevertheless, for aeronautical difficult-tomachine materials, MQL couldn’t meet the high demand of cooling and lubrication due to high heat generation during machining. Nano-biolubricants, especially non-toxic carbon group nano-enhancers(CGNs) are used, can solve this technical bottleneck. However, the machining mechanisms under lubrication of CGNs are uncl...     

负荷条件下注意力分配策略对情境意识的影响

为探究负荷条件下不同注意力分配策略对情境意识（SA）的影响，招募22名被试开展了3种注意力分配策略（平均分配、主次分配、多级分配）×2种脑力负荷（低负荷、高负荷）条件下的被试内双因素设计的实验任务，记录情境意识全面测量技术（SAGAT）、行为绩效、眼动和脑电（EEG）指标为因变量。实验结果表明，在不同脑力负荷下，相较于多级注意力分配策略和主次注意力分配策略，平均注意力分配策略的SAGAT得分和绩效正确率均更低、最小近邻指数（NNI）更大；在高脑力负荷下，相较于多级注意力分配策略，主次注意力分配策略的SAGAT得分更高、绩效反应时间更短并且NNI值更低；SAGAT得分与平均注视时间、NNI、θ相对功率和α相对功率均存在显著低度相关。本研究结果提示，在不同脑力负荷条件下，采用平均注意力分配策略可能导致作业人员的注意力更为分散，从而产生更差的工作绩效和更低的SA水平；而在高脑力负荷条件下，相比于多级注意力分配策略，主次注意力分配策略更有助于作业人员提取关键信息并维持更好的SA水平，但同时可能存在SA丧失的风险；眼动的平均注视时间和NNI指标以及EEG的θ和α相对功率指标具有较好的表征SA的潜力。     

吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。     

新一代战斗机全机地面强度试验技术

介绍了全机地面强度试验及验证要求，分析了试验的新问题和新挑战。通过试验顶层规划，采用全新设计模式、先进的加载技术，从试验的边界条件、综合平台、动力系统、测量与控制、损伤检测与监测等方面制定了总体技术方案。研究并应用了全硬式单侧双向加载技术、试验综合平台设计技术、试验边界条件模拟技术、动力系统设计技术等多项新技术，提高了设计效率、加快了试验实施速度、提升了试验安全性和可靠性。这些新技术在新一代战斗机多架次全机静力/疲劳试验中成功应用，结果表明各试验系统安全、可靠，达到了试验要求和预期试验目标，实现了全机地面强度试验技术的跨越式进步，技术成果为后续型号试验提供了较高参考价值。     

基于MEMS陀螺和加计的微惯性测量单元研制

微惯性测量单元具有成本低、体积小、功耗低和抗冲击等优点,可以应用在车辆稳定控制、平台稳定及导航控制系统中,具有广阔的市场应用前景.详细介绍了采用三轴MEMS陀螺和三轴MEMS加速度计研制的微惯性测量单元硬件设计,对信号进行预处理、陀螺漂移补偿、降噪等处理.所研制的低成本MIMU经过补偿后零位漂移保持在:X轴、Y轴、Z轴,可以应用到普通导航领域.     

The MESSENGER Spacecraft

The MErcury Surface, Space ENvironment, GEochemistry, and Ranging (MESSENGER) spacecraft was designed and constructed to withstand the harsh environments associated with achieving and operating in Mercury orbit. The system can be divided into eight subsystems: structures and mechanisms (e.g., the composite core structure, aluminum launch vehicle adapter, and deployables), propulsion (e.g., the state-of-the-art titanium fuel tanks, thruster modules, and associated plumbing), thermal (e.g., the ceramic-cloth sunshade, heaters, and radiators), power (e.g., solar arrays, battery, and controlling electronics), avionics (e.g., the processors, solid-state recorder, and data handling electronics), software (e.g., processor-supported code that performs commanding, data handling, and spacecraft control), guidance and control (e.g., attitude sensors including star cameras and Sun sensors integrated with controllers including reaction wheels), radio frequency telecommunications (e.g., the spacecraft antenna suites and supporting electronics), and payload (e.g., the science instruments and supporting processors). This system architecture went through an extensive (nearly four-year) development and testing effort that provided the team with confidence that all mission goals will be achieved. Larry E. Mosher passed away during the preparation of this paper.     

更准确、更精确、更高效——高超声速流动数值模拟研究进展

从准度、精度和效率3方面回顾了近几十年来高超声速流动数值模拟研究的进展。在物理模型方面,介绍了高超声速数值模拟中高温气体效应、稀薄气体效应以及湍流效应的建模与模拟,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程重点对现阶段较为关注的高超声速边界层转捩的模式理论研究进行了介绍。在空间离散算法方面,主要介绍了高超声速数值模拟中常用的二阶精度迎风格式以及高阶精度格式的发展及其应用。在时间推进方面,主要回顾了隐式时间推进方法的发展及其应用。在误差和不确定度估计方面,主要介绍了其概念、来源以及常用的分析方法,同时给出了迭代误差估计、Richardson外插法以及敏感性导数方法等初步研究结果。最后,讨论了高超声速流动数值模拟中下一步需关注的问题。     

美国提高第4代战斗机发动机保障性的

战斗机发动机使用方与制造方越来越重视发动机保障性,并将其与性能、质量、研制费用和周期同等考虑。特别是在第4代战斗机发动机研制过程中,通过可靠性、可维修性和可测试性设计等措施使其保障性大大提高。针对第4代战斗机发动机F119、F135和F136,综述了其＂通过文件与制度保证、通过体验与培训重视、通过总结明确要求、通过具体设计实施＂等贯彻保障性设计思想的措施,归纳总结其＂简化设计、防错设计、优化设计、细节设计＂等关键技术。     

高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究

针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件(AEROPH_Flow)。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下,对飞行高度为65km和飞行速度为8,10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型,开展了表面温度分布与气动热的耦合计算,验证了计算方法和计算软件,分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明:表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响,在气动热环境的预测中,不仅要考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响,还要考虑表面温度分布的影响,最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法,以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场(气/表/固)的计算模型、耦合求解技术和计算软件,实现对高超声速飞行器的真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。     

高超声速湍流直接数值模拟技术

概述了近年来国内外高超声速湍流直接数值模拟(DNS)技术方面最新的研究进展,主要集中在高精度、高鲁棒性数值方法方面,同时也介绍了近年来典型的高超声速湍流DNS算例。在数值方法方面,主要介绍了高精度激波捕捉格式以及保持计算稳定的数值技术,重点是WENO格式及高阶保单调格式的最新进展。在高超声速湍流DNS算例方面,介绍了压缩性影响、壁温影响、真实气体效应以及高超声速转捩等方面的DNS研究。此外,还简要介绍了作者开发的可压缩高精度计算流体力学软件OpenCFD。