基于小波的航空发动机叶片孔探损伤检测

发动机孔探技术是航空发动机内部故障检测的重要技术,而叶片损伤则是发动机内部的一种常见损伤.针对发动机叶片损伤的特点,通过对损伤模型的分析,应用SUSAN(Smallest Univalue Segment Assimilating Nucleus)边缘检测算法对叶片损伤进行定位,应用小波变换对孔探图像进行分解,得到不同位置处的不同频率分量.并根据损伤模型的分析通过已定位的损伤位置来确定损伤法线方向的频谱分量,计算出损伤处除直流分量之外的其它频率分量的频谱能量,从而依据损伤频谱能量检测并估计发动机叶片的损伤.实验结果表明,应用此方法可以定量检测并估计航空发动机叶片表面损伤情况,为检测并估计发动机叶片损伤提供了理论和实践依据.      

等寿命曲线在直升机动部件疲劳定寿中的应用

直升机动部件的疲劳定寿中,为考虑平均载荷的影响,不可避免地需要采用简化的近似等寿命曲线对疲劳特性和飞行载荷进行修正处理。为防止因修正处理不当而造成影响定寿结论和使用安全,本文对目前国内外常采用的修正方法进行了分析,并提出了工程应用中的处理原则和措施。     

迎接新世纪 谱写新篇章——《航空标准化与质量》2001年献辞

在您打开这期刊物的时候,人类已经完成了一次伟大的跨越———进入了新的千年、新的世纪。在新世纪的第一期里,首先祝各位读者新世纪好!2001年是中国航空工业迎来50周年大庆的一年。回顾航空工业50年发展的风雨历程,我们可以自豪地说航空工业与新中国共同成长,有开拓的艰辛,有成功的喜悦,也有失败的警醒。航空工业为新中国的国防安全、经济建设和技术创新做出了巨大的贡献。航空标准化与质量技术的发展也经历了同样的过程,航空标准化从消化50年代前苏联的标准开始,到逐渐引进其他国家先进的标准与国际接轨;从借鉴别国经验开始,到逐渐形成中…     

Y—7飞机失速特性适航试飞 二

3.2 失速特性失速特性试飞是在巡航(襟翼收上,起落架收上)、起飞(襟翼15°,起落架收上)和着陆(襟翼38°,起落架放下)三种构形下,后重心28％b_A,飞机质量为21.4～19.7t范围内进行的。慢车直线飞行失速特性试验的发动机油门为17°,扭矩压力为1.9 MPa。带动力直线飞行和转弯飞行失速特性试验的发动机功率为1.6V_(s1)平飞功率,即油门为30°,扭矩压力约为3.0MPa。失速特性试验的后重心改在28％b_A,而不是在设计后重心33％b_A,这是考虑到Y—7     

巨磁电阻材料La1—xZnxMnO3化合物的制备工艺及其结构研究

对巨磁电阻材料La1-xZnxMnO3(x=0.1,0.3,0.5,0.7,0.9,1.0)样品的制备工艺、晶体结构、微观结构进行研究。结果表明,样品ZnO与MnO2固相反应的烧结温度和时间分别大于1300℃和6h时,反应生成具有四面体结构的ZnMnO3化合物;压制成型的压力对结构具有一定影响;不同浓度的Zn2 (x=0.1,0.3,0.5,0.7,0.9)掺杂样品在1350℃烧结12h后,均具有钙钛矿结构,但掺杂浓度在大于x=0.5时有新的衍射峰,产生新的物相,从而影响巨磁电阻效应性能。     

无陀螺捷联惯导系统

阐述了无陀螺捷联惯导系统的原理,推导了其力学编排方程,提出并论证了提高载体角速度的计算值精度的方法。从而得到了适于工程应用的无陀螺捷联惯导系统方案,对该方案进行了计算机仿真计算。得到了满意的结果。     

反潜直升机吊放声纳水面舰艇编队尾后锯齿形法搜潜

针对水面舰艇编队尾后方向的潜艇威胁,研究反潜直升机使用吊放声纳搜潜中的警戒扇面、兵力需求、参数决策等问题。通过分析锯齿形法特点、吊放声纳搜潜过程,建立了多机舰艇编队尾后搜潜的警戒扇面定量计算模型。研究了齿形法相邻探测点间距系数、搜索速度等制约因素,探索了吊放声纳作用距离与潜艇航速的定量关系,给出了已探测区等效圆半径的计算方法。仿真计算了舰艇编队尾后搜潜中实际对潜警戒扇面、最优间距系数、不同任务要求下的兵力需求。结果表明:配置2架直升机于舰艇编队尾后15海里处,可建立80.9°的对潜警戒扇面;齿形法最佳间距系数介于1.1~1.3之间。     

新型液弹隔振器设计与仿真

针对直升机机身振动水平过大的问题,设计了一种带斜角橡胶件的新型主减液弹隔振器。通过动力学建模计算,分析了液弹隔振器传递特性,讨论了液弹隔振器设计参数对隔振效率的影响。对新型液弹隔振器性能进行了校核,结果表明该设计在各向减振效率高于60%的情况下仍具有高的静刚度,适用于直升机工程应用。