高精度频标比对实现的新方法

提出了一种实现高精度频标比对的新方法,通过控制正反相切换电路来达到消除鉴相中的“死区”和非线性问题,通过对两个比对信号经过鉴相器输出的矩形脉冲进行填充,并对填充脉冲在给定时间内进行计数可以将计数值进行曲线拟合,得到高精度的相位比对曲线并计算出两比对信号的频差。     

振动信号阶跃零点漂移分析与去除方法研究

对试验中采集的振动信号零点漂移现象进行了分析,零点漂移严重影响数据统计特征值的求取并使得频谱分析失真,在进行数据处理之前必须对零点漂移进行检测,选择适当的方法去除.文中针对阶跃型零点漂移去除方法进行了研究,给出了一种滑动分段平均去除零点漂移方法,试验数据处理证明了文中提出方法的可行性.     

航空发动机涡轮叶片包容试验及数值模拟

为了解断裂涡轮叶片与包容环的撞击过程,研究航空发动机的包容性能,提高飞机飞行安全。在高速旋转试验台上进行了飞断平板叶片与包容环的撞击试验,并采用基于撞击动力学理论的有限元数值计算方法模拟了撞击过程。结果表明,平板叶片撞击包容环产生两个撞击点,第二撞击点是较为危险的撞击点,撞击点处的径向凸起量随初始撞击动能的增大而线性增大,两撞击点间的距离随初撞击动能的增大而线性减小,数值模拟准确地反映了叶片与包容环的撞击过程。研究结果对航空发动机包容环结构的优化设计和包容能力的校核计算有一定的参考价值。      

浮动环密封自锁位置的试验研究

浮动环密封被应用于液体火箭涡轮泵中,阻隔高压工质的泄漏。为了研究浮动环密封的运动特性和自锁位置的分布规律,开展试验研究,详细地展示了试验装置的原理和试验步骤。试验结果表明,间隙流体激励推动浮动环密封向转子靠近,转子的涡动运动使浮动环密封更加靠近转子涡动中心。压差恒定时,转子振动幅度决定浮动环密封能否自锁,自锁位置依赖于压差、转子振动的变化过程。试验中,自锁位置距离转子涡动中心的最小距离小于10μm。     

有机锡化合物催化氰酸树脂的性能

采用有机锡化合物作为氰酸酯树脂的固化反应催化剂,评价了催化剂对固化树脂的力学性能、耐热性、吸水率以及对复合材料力学性能的影响。结果表明加入有机锡催化剂后,氰酸酯固化树脂和复合材料具有优良的性能,其中固化树脂的弯曲强度为124MPa,冲击强度为12 6kJ/m²,玻璃化转变温度为258℃,复合材料的弯曲强度为742 6MPa,层间剪切强度为72 3MPa。这表明在有机锡化合物的催化作用下,氰酸酯充分表现出了高性能树脂基体的特性,同时也说明有机锡是氰酸酯固化反应的有效催化剂。     

MXB7701/7781预浸料在ARJ21飞机雷达罩上的应用

ARJ21飞机机头雷达罩位于该飞机机身的头部,是飞机机身气动外形的一部分,同时又是气象雷达天线的电磁透波窗口,用以保护雷达天线免受飞行环境的有害影响.     

超薄翼型上液压系统布置的设计分析

超薄翼型飞机后梁空间狭小,无法为液压管路系统提供足够的空间。分别从液压系统泄漏、液压油介质的腐蚀性、穿燃油箱的密封性、对燃油箱温度的影响以及对液压能源系统本身的影响等设计问题进行分析,提出了将部分液压管路布置在燃油箱内的方案。试验证明此设计方案能满足系统要求和适航要求。     

直升机着舰引导与控制研究进展

随着现代海战向立体化、多层化发展,舰载直升机以其垂直起降、定点悬停等优势成为未来海战武器装备的重要组成部分,而着舰引导与控制是舰载直升机的关键技术。本文对直升机着舰引导技术与着舰控制技术的研究进展进行概述,着重概述和分析了着舰引导技术中的雷达、卫星、视觉、光电引导技术。其次对舰载直升机着舰的环境影响因素、综合流程以及应用现状进行概述分析,最后对舰载直升机着舰技术进行了展望。     

直升机涡环状态边界的飞行试验研究

直升机涡环状态边界的确定对直升机飞行安全具有重要意义。为验证辛宏，高正通过模型试验得出的理论涡环边界线，研制开发了一套涡环状态边的机载测试设备，制定了一套飞行试验方案，在R22直升机上进行了飞行试验，通过试飞，明确了直升机进入涡环状态的首要特征现象是机头开始出现航向摆动，摸清了直升机进入涡环状态后的一些运动规律。通过对试飞数据的处理，得到了实测涡环边界线以及对应的临界垂直下降率和安全下滑角，本文首次提出了涡环状态过渡区的概念，指出当直升机进入过渡区时应立即顶杆增速，便可有效改出涡环状态，同时也得出结论，直升机一旦陷入涡环状态，如不施加有效操纵是不会自行退出的，并且愈来愈严重。     

Hypersonic flutter and flutter suppression system of a wind tunnel model

The aeroelastic behavior of a thin flat rudder model was numerically simulated and experimentally investigated in a hypersonic wind tunnel. In particular, a flutter suppression system taking advantage of collision within small gaps was proposed and a novel system for the flutter simulation of the whole nonlinear aeroelastic system including the flutter suppression system was developed. First, the critical flutter dynamic pressure of the rudder without the flutter suppression system was calculated with different methods. Then, the whole nonlinear aeroelastic system, including theflutter suppression system, was simulated to design the gap size. Finally, the flutter suppression system was experimentally validated in a hypersonic wind tunnel operating at Mach number 5. The typical phenomenon of Limit Cycle Oscillation(LCO) was observed, avoiding the structural failure of the model and the consistency between numerical and experimental results was demonstrated.The proposed suppression system can improve the design and reusability of test models of hypersonic flutter experiments.