Parylene真空涂覆新工艺研究

简述了Parylene真空沉积的机理,并对采用Parylene真空涂覆的涂层样件进行了全面的性能摸底试验。     

梯度热障涂层的设计

 采用电子束物理气相沉积方法 (EB PVD)制备了梯度热障涂层,其结构设计为NiCoCrAlY粘结层 /Al₂O₃ YSZ过渡层 /YSZ陶瓷层。YSZ陶瓷层的结构为柱状晶结构,Al₂O₃ YSZ梯度过渡层为梯度微孔结构。采用有限元方法对梯度热障涂层进行热应力分析,优化了Al₂O₃ YSZ梯度过渡层的组成。计算结果表明,梯度涂层的内应力显著降低,而且界面及其附近应力和应变变化较平缓。过渡层厚度的增加有利于降低涂层内应力和缓和涂层界面处的应力集中。     

复合型裂纹疲劳扩展规律的研究

本文较全面地研究了复合型裂纹疲劳扩展规律。在线弹性断裂力学理论下,将广义J积分用于解决复合型裂纹疲劳扩展问题,建立了一种新的裂纹扩展速率表达式。采用一种由CTS（Compact Tension and Shearing）试件和特殊传力器组成的新型断裂力学实验装置进行了复合型裂纹疲劳扩展实验。     

ATC计算机系统的地线系统及机房防火措施

在计算机系统的接地系统中,一些问题至今尚无定论,本文结合几个计算机系统安装调试的经验,及现有的ATC雷达模拟系统实体,就机房屏蔽地线、防雷击地线、交流地线、系统地线给予介绍和简单的论述,并给出一些经验值,还说明了直流地悬空的危害和地桩的埋设方法。另外,简要介绍了机房的防火设施,以便有关单位参考。     

空气旋流器对短环形回流燃烧室性能的影响

目前在小发动机领域中,采用环形回流燃烧室作为核心部件几乎已成为普遍的发展趋势,这不仅是因为采用环形回流燃烧室能使其容热强度成倍增加,而且燃烧室的寿命也随着气膜冷却技术的发展和设计、工艺水平的提高而大大延长。此外,还有一个重要的原因是它可以使发动机轴缩短近40%,使发动机总体布局更加合理。怎样在短小的燃烧室内更好地组织燃烧便成了短环形回流燃烧室设计的关键。传统的环形回流燃烧室大部分采用封闭式头部,火焰筒内部气流结构对于目前的火焰筒长度是匹配的。但是新型的高性能小发动机为了缩短低压轴的跨度要求,回流燃烧室的长度更短,对于这样的短环回流燃烧室怎样充分利用燃烧空间,本文作了探讨。试验用的短环形回流燃烧室采用封闭式及带45°扭角和60°扭角的旋流器头部的三种结构方案,对各个试验件性能作了较详细的分析、比较,取得了有用的结果。      

动态数据处理与振动分析系统（DVAS）

<正> 微型计算机动态数据处理与振动分析系统（简称DVAS）由A/D转换器、接口与微型计算机（IBM-PC/XT或兼容机0520）组成。具有数据采集、数据预处理、数据分析与处理、振动特征分析、时间序列分析、实与复模态分析、绘图与动画显示等多种功能。     

超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展

应用蒸汽屏方法研究超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展。观察了起源于鸭翼后缘的四个翼涡在横截面上形成的“蛙跃”和上反角二翼涡与弹身一对对称脱体涡形成的“混合式蛙跃”现象。在临近蛙跃距离时,有不稳定特性发生。文中还给出了细长体理论计算的涡迹路径跟实验数据比较,结果表明:如果各个旋涡的初始位置和相对强度适合,这种数学模型可计算导弹上的各个旋涡路径,二者存在的差别,可能是由于计算未能模拟涡面和涡量耗散的缘故。为了有助于理解导弹的气动特性,用少量的离散涡计算涡迹路径,作为工程估算是适宜的。     

锥形流乘波体优化设计研究

随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,形成升阻比"屏障",而乘波构型飞行器是克服这一屏障的有效途径。本文在Ma_∞=4.0~20.0、高度H=24.0~52.0km、圆锥角Ac=5°~10°的条件下,以升阻比为目标函数,进行了乘波体的优化设计,讨论了对乘波体优化外形的影响因素,并给出全马赫数范围的优化乘波体外形及其气动力结果。     

飞行器性能数据的可视化研究

随着计算机编程和计算技术的发展,数据可视化技术已广泛应用于科学和工程计算领域.本文以飞行器巡航性能数据的可视化为例,采用二维图形几何变换和曲线拟合变换实现了对飞行器性能数据的可视化.     

某测试软件输入模块的可靠性测试方法研究

采用黑盒测试方法对某数据采集系统的测试软件进行了测试.通过对软件需求和性能的分析,建立了软件的运行剖面和测试案例,进行了可靠性测试,得到了该软件输入模块的可靠性测试结果.