边界层综合诊断技术研究

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA-0012翼型表面边界层转捩点位置测量,三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验,测量结果表明表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量侧量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响,在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。     

翼型风洞实验模型姿态角的测量与控制

介绍NF 3低速翼型风洞常规和动态实验模型姿态角测量和控制系统的特点以及为提高角度测量精度和准度所采取的措施。应用一种直流伺服系统 ,采用电机位置和速度闭环方法 ,已经获得模型姿态角的精度在± 0 .0 5°以内。为进一步提高测控性能 ,对于二元实验在翼型轴上安装圆感应同步器 ,测量模型的实际角度 ,并作为反馈信号。这种位置全闭环系统 ,可使角度精度达到± 0 .0 0 83°。对于三元实验 ,用一个加速度计固定在模型内 ,实时测量模型的实际攻角 ,并对实验结果进行预处理 ,从而减少因气动弹性角产生的误差。     

结构物大面积开启和附近山体对风荷载的影响

通过风洞模拟实验对某具体的工程项目的风荷载进行了研究.该项目外形投影呈贝壳状,坐落在山坡下,并且有大门开启和关闭两种状态.风洞实验结果表明,在大门开启和关闭时,由于结构内部风压的很大变化,内、外表面风压叠加后,结构的风荷载受到很大的影响;另一方面,由于结构背后巨大山体的影响,结构表面的风荷载与没有山体时比较,发生了本质的变化.     

天平与波纹管系统结构设计与有限元分析

为满足某飞机后机身风洞试验需求,研制了一种用金属波纹管密封测力天平的新型测力装置.利用密封原理,该装置的波纹管结构能有效地隔断风洞流场压力波动,使其内腔压力平衡,确保天平精确测量作用在飞机后机身上的气动载荷.通过对天平与波纹管系统进行合理的结构设计,以及应用有限元方法进行详尽的静态和动态力学分析,该装置得到了较为理想的设计结果.天平地面校准和风洞试验结果表明,波纹管密封效果好,对天平测力干扰小,达到了预期的试验要求.     

飞机舵机作动器局部应力与疲劳寿命分析

通过有限元分析软件ANSYS Workbench对飞机舵机作动器进行了力学分析建模,通过引入非线性接触设置模拟了作动器筒体的实际工作的接触效应,分析了结构在复杂工作状态下的局部应力分布,并且根据第四强度理论校核了结构的静强度设计;然后,在静力分析的基础上,根据第一强度理论确定结构的疲劳危险点,并结合名义应力法和线性累积损伤理论估算了结构在设计疲劳谱下的疲劳寿命。本文的分析流程可以给工程设计单位在处理类似复杂航空结构的静强度与安全寿命设计问题方面提供参考。     

直升机减速器故障齿轮振动信号特征研究

开展直升机减速器故诊断研究需要通过大量费用高昂的实验获取典型故障的信号特征。为降低实验费用,提出一种基于软件仿真获取直升机减速器故障齿轮时域信号特征的方法。仿真结果表明,采用该方法可以模拟减速器可能产生的振动信号。振动信号统计分析结果表明,可以通过振动信号的时域特征参数对故障的类型进行判断。     

继承不复旧 创新不弃宗——从航天技术工程实践谈科技创新

原始技术创新是中国航天事业发展的正本之源。本文通过分析航天领域技术攻关中创新实践案例,总结了工程创新的经验和途径。并且在工程实践的基础上,提出独立探究科学本质、辩证分析技术内涵、以系统工程方法破解性能提升途径的航空航天工程创新理念。     

步进电机在海洋一号卫星上COCTS中的应用

水色水温扫描仪(COCTS)是中国海洋一号卫星上主要的遥感器之一,其步进电机子系统以一种全新的在轨扫描方式成功实现了星载成像遥感,这在国内外尚属首次。为此,对COCTS采用的独特光学成像系统中的步进电机和相关技术作出重点阐述。
     

离心式过载加速度计检测装置

介绍了一种对过载加速度计进行性能检测的装置,此装置能提供高精度的标准加速度,并对过载加速度计的输出信号进行采集。文中详述了装置构成及数据采集部分的设计方法。     

航天器用薄膜温度传感器的研制及性能研究

飞行器以高超声速飞行时瞬间温升可达1 600℃以上,为了保证飞行器的可靠和运行安全,准确实时测量热防护系统表面温度显得尤为重要。针对高温环境实时测温的技术难题,结合磁控溅射技术和陶瓷烧结技术,提出了一种引线和传感器基底一体化的微小型高温薄膜温度传感器结构。采用高温检定炉对传感器陶瓷基底的高温绝缘性进行了测试,并使用多种微观形貌表征方法对传感器主要结构材料进行筛选,得到薄膜温度传感器制备所需的最佳材料组合。进行了薄膜温度传感器静态标定和综合性能高温考核试验,结果表明,所研制传感器灵敏度、重复性的变化与标准热电偶基本保持一致,在实际环境温度低于1 500℃时,传感器测量误差不超过4‰,可在1 200℃高温环境中连续准确测温6 h以上,且测温上限高达1 800℃,验证了该传感器在高温环境中进行测温的可行性和实用性,为航天器表面温度测量和热防护系统优化提供科学依据。