军用飞机维修保障仿真建模

为某型军用飞机的维修保障活动建立一个离散事件仿真模型.模型描述飞机维修保障中的主要影响因素,分析它们之间的相互作用关系.运用仿真模型来模拟不同的任务条件下,整个保障系统的状态变化,对保障资源进行优化配置、调度管理.最后验证了模型的准确性.     

ZKS涂料型低α_s/ε_H比值无机温控涂层的研制

<正> 航天器在宇宙空间环境中运行时,它的表面温度与航天器表面材料对太阳光的吸收率(αs)和材料本身的红外辐射率(εH)有关。根据不同运行的轨道,我们可以选择适当的αs/εH比值的涂层来控制航天器表面温度,以保证航天器内部的仪器保持在正常的工作环境中。在有些温度控制设计中,当需要减少对太阳光的吸收,尽量多地向外辐射能量时,就需要低αs/εH比值的温控涂层来控制。ZKS型涂层就是一种低αs/εH比值的涂料型无机温控涂层。     

开关点预置最优SPWM变换器控制方案研究

开关点预置的正弦脉宽调制变速恒频电源,对开关点进行最优设定,使得输出电压性能优良。由于ＧＴＲ的开关频率限制,传统的开关点预置控制方案为９块波开关点预置最优ＳＰＷＭ控制方案。本文详细地讨论了开关点预置ＳＰＷＭ控制方案的理论,并针对以ＩＧＢＴ作为主功率模块的变换器,通过提高斩波频率,采用１７块波的开关点预置最优ＳＰＷＭ控制方案,进一步提高了输出电压质量和输出滤波器的谐振频率,减轻了输出滤波器体积重量,     

印度空军对飞行事故采取的对策

印度空军近年来重大飞行事故率居高不下,己引起世界舆论的关注,事故的主要原因除了飞行员训练不足外,飞机严重老化也占有相当的比重,为此印度空军除了采取一系列改善措施外,还在准备引进高级教练机     

美空军加速发展跨空天飞机

发展隐身飞机、无人战斗机和空天飞机堪称美空军作战平台信息化发展进程中的三个里程碑。其中,隐身飞机和无人战斗机的发展已取得重大进展。目前,美空军正在加速发展跨大气层空天飞机。最近美国高超声速试验验证机X-43的试飞成功,标志着该计划达到了一个重要发展里程碑。     

面向可靠性设计的发动机材料超高周疲劳强度估计方法

提出了一种面向可靠性设计的四参数随机疲劳极限模型,可针对小样本数据实现超高周疲劳（VHCF）应力-寿命（S-N）曲线处理。通过对航空用钛合金常规样本数超高周疲劳数据的拟合分析和对比验证了模型的准确性。同时,以某型航空发动机压气机叶片用TC17钛合金为研究对象,分别对室温（RT）和400 ℃小样本超高周疲劳数据进行了处理,得到了典型置信度和可靠度条件下的超高周疲劳强度估计值。结果表明：本文提出的四参数随机疲劳极限模型,能够通过少量的长寿命区试验数据获得材料超高周范围内发动机设计所需的疲劳强度估计值;相较于常用的升降法,基于本模型进行试验安排可大幅降低68%的试验量,为发动机材料的超高周疲劳强度评价提供方法支持。     

美国空军加紧发展空间控制能力

太空是军事上的最后一个制高点,“谁能控制太空,谁就能控制地球”是美国历届政府的基本国策之一。为贯彻美国政府的太空政策,维持美国在太空的经济利益,确保在空间的绝对优势,美空军正在大力发展太空战武器和航天控制能力     

适用于航空变频电网的串联混合有源电力滤波器

研究了一种适用于航空变频电网的串联混合有源电力滤波器.该滤波器由有源滤波部分和无源滤波部分构成.有源部分采用了基波电流控制策略,因而有源滤波部分可等效为对基波呈现零感抗而对谐波呈现高感抗的电感.无源滤波部分采用了电容器结构.利用有源部分的等效电感和无源部分电容的LC滤波特性,该串联混合有源电力滤波器既可实现有源电力滤波器上的基波零压降,又可实现变频电网的谐波抑制.文中给出了该LC滤波参数的设计原则.遵照LC设计原则进行的实验证明了该串联混合有源电力滤波器具有结构简单,适用频率范围宽,谐波抑制效果好等优点.     

DD6单晶高温合金模拟薄壁试样超高频振动疲劳

以具有空心气冷结构涡轮叶片用第二代镍基单晶高温合金DD6为研究对象，研究试样厚度对其超高周疲劳性能的影响。基于有限元方法结合实测设计了工作段厚度为0.5 mm的超高频振动疲劳薄壁试样，实测一弯共振频率达到1425 Hz左右，采用电磁振动台开展超高周疲劳实验，获取最高至10⁹周次的疲劳S-N曲线，并开展与标准旋转弯曲疲劳、标准振动疲劳实验数据的对比分析。结果表明：DD6单晶高温合金的疲劳强度在10⁷～10⁹周次范围内下降约25%，薄壁试样高周疲劳强度和同材料标准旋弯疲劳强度基本一致，略低于标准振动疲劳强度；薄壁试样的裂纹在危险截面的表面萌生，呈线源特征，疲劳扩展区存在两个扩展平面，呈现类解理特征。     

三维编织Cf/Al复合材料T型件振动疲劳性能

采用真空压力浸渗法制备的三维编织C_f/Al复合材料具有良好的力学性能，在航空航天等领域的应用上具有较大潜力。本工作以三维编织C_f/Al复合材料为研究对象，对其在不同加载应力下进行振动疲劳实验，并观察疲劳实验后其断口处的微观结构。结果表明：加载应力越大，达到疲劳稳定阶段时T型件的固有频率降幅百分比也越大，即对T型件内部结构的破坏也越显著；对不同加载应力下的疲劳数据进行拟合，绘制S-N曲线，得到T型件振动疲劳损伤演变规律的数学模型，可用于预测三维编织C_f/Al复合材料的疲劳寿命；对实验后T型件进行断口处的宏观和微观分析，发现实验后的T型件呈现典型的脆性断裂特征。