ETOPS的由来和发展

双发延程运行(ETOPS)对中国民用航空运输业来说是一个全新的概念。就世界航空运输业而言,大规模开辟ETOPS航线和利用双发飞机进行跨洋运行也仅仅有10年的历史。1985年,基本上还没有航空公司开辟跨北大西洋的ETOPS航线,而目前仅双发的波音飞机每天就要承担大约400个ETOPS航班,其发展是极为迅速的。     

重复使用液体火箭发动机用材料及工艺研究进展

系统梳理了国外几种典型的可重复使用液体火箭发动机用材料及工艺情况,着重介绍了氢氧火箭发动机、液氧/煤油火箭发动机、液氧/甲烷发动机等可重复使用液体火箭发动机的推力室、涡轮泵、喷管等关键构件材料选用及成型工艺情况。分析各种液体火箭发动机性能需求及结构特点,探究关键材料及工艺技术发展趋势,对比国内可重复使用液体火箭发动机材料及工艺研究现状,为后续可重复使用液体火箭发动机材料及工艺技术发展方向提供思路。     

人在回路控制指示器信号速率提取特性的描述及最优控制律

控制指示器显示信号的速率提供了人在回路控制的预测信息。本文根据人眼对观测目标位置信息及其运动速度信息的感知特性，提出人眼并行地感知位置幅度和“量测”运动速度等假设，由此给出了操纵者对显示信号速率提取特性的简洁有效的构造性描述。仿真结果与已有的实验数据相比较得到了较好的验证。     

航空发动机测试数据准确度和可靠性保证

测试数据质量对航空发动机试验至关重要。为了保证航空发动机测试数据准确可靠，需要深入研究测试数据准确可靠 的各种影响因素及其保证方法。通过对航空发动机试验测试领域的相关标准和文献进行梳理和研究，结合实际工作经验总结，构 建了保证航空发动机测试数据准确可靠的技术框架。简要描述了测量过程设计的基本流程和准则，强调了完整的测量要求和清 晰的测量过程定义的重要性，重点通过实例描述了测量影响因素分析以及不确定度评定技术在航空发动机试验测试中的应用，探 讨了测量风险分析、可靠性技术及其在符合性测试中的应用，并提出了保证航空发动机测试数据准确可靠的主要方法。为相关专 业人员在保证航空发动机测试数据准确可靠的方法论和实际操作层面提供参考。     

高温下直流电位法测量裂纹长度的应用

介绍了直流电位法测量疲劳裂纹长度方法的基本原理、实现方法、及所需配置的仪器,并对有关影响因素作了分析.该测量系统主要用于在高温下测量各种材料在恒幅载荷下的疲劳裂纹扩展和门槛值试验中的疲劳裂纹长度,可以提高测量疲劳裂纹长度的自动化水平.     

金属热防护系统动力学建模研究

研究了金属热防护系统的动力学建模及简化计算方法.首先,给出了蜂窝结构面外的等效热导率、比热容、密度和弹性系数的表达式,并给出了算例验证;其次,建立了包括外层蜂窝、中间防热层、内层蜂窝、应变隔离层和承力结构的完整模型,研究了外表面受高温加热情况下结构的热力学响应及弯曲模态;最后,提出了带金属热防护系统的结构弯曲热模态计算...     

再入飞行器滑翔段精确减速控制技术

针对再入飞行器终端多约束条件,提出一种滑翔段精准减速的控制方法。首先,在合理的假设下,考虑重力加速度的作用,推导了滑翔段以高度为自变量的理想速度解析表达式。随后研究了气动减速控制技术,若当减速控制回路存在偏差时,则该回路将生成相应的合攻角指令。根据传统制导回路与气动减速回路耦合作用的特点,制定了有效的控制策略,从而实现终端速度的精准控制。最后,通过数学仿真,验证了本文提出的精准减速控制技术的有效性。     

基于UG的工装一键设计

主要介绍了应用UG三维软件进行工装一键设计的思想,并结合工作实际详细地阐述了某一类结构相似、尺寸不同的被加工零件的工装从模型到图纸一键设计的整个过程以及这种设计理念为工装设计带来的高效、便捷的效果。     

箱式动力结构的振动传递特性分析

针对箱式动力结构大型化、柔性化的特点,结合有限元法,以二级减速箱为对象研究不同激励条件下齿轮轴-轴承-箱体的振动传递特性.箱体采用Craig-Bampton动力缩减法缩聚到轴承孔中心处作为柔性子结构,啮合传递误差和输入轴扭矩波动分别作为激励源,考虑齿轮的时变啮合刚度、啮合错位、齿侧间隙、轴向重合度等非线性因素,计及轴段、齿轮的重力效应,基于轴段节点的思想分析了箱体缩聚节点处及轴承内圈处的动态加速度响应.最后基于Block Lanzos法提取箱体的固有特征频率.数值分析结果表明,输出轴轴承在动响应传递过程中没有起到衰减作用,应该替换以防影响整个系统的性能;减速箱的箱体设计保守,可以根据箱体缩聚节点处的动态响应为激励条件进行优化.      

风扇叶片叶尖扭转特性试验研究

为研究风扇叶片叶尖扭转特性,基于叶尖定时技术,建立一种发动机运行状态动态测量叶片叶尖弹性变形角的试验方法,在压气机试车台对小涵道比双级风扇试验件一级转子叶片不同工况下叶尖扭转特性开展了试验研究。试验结果表明：叶尖弹性变形角表现为随着转速升高而变大及随着特性线向失稳区移动而变大的特点,在100%换算转速近喘点达到本次试验风扇稳定工作状态的最大值1.25°。可变进口导叶（VIGV）角度仅在喘振边界附近对叶尖弹性变形角影响较大。在90% 转速、VIGV角度为-5°喘点处,叶尖弹性变形角出现大幅振荡,经估算,1号叶片喘振前扭转振幅为0.18°,喘点处扭转振幅为1.05°,退喘后扭转振幅为0.11°,通过监测弹性变形角测量叶片振动具有可行性。