氙离子推力器束流分布特性研究

建立了离子推力器束流分布的高斯模型,以200mm氙离子推力器为例,在不同工作环境下对推力器束流分布进行了数值模拟,并通过试验测量了推力器引出切面不同位置(轴向z=50mm,z=100mm)下的径向束电流密度和束离子密度分布。通过对数值模拟结果与试验测量结果的比较,误差为17%,认为数值模拟结果与试验测量结果吻合较好。表明离子推力器引出束流呈轴对称分布,在推力器出口附近,束离子密度很大,越往下游,密度越小且束流出现发散。     

涡轴发动机转速信号故障对策研究及试车验证

以某型涡轴发动机为对象, 对转速传感器失效状态下全权限数字电子控制系统(FADEC)采取的控制对策进行研究.确定了某型涡轴发动机的容错控制规律.试验在台架条件下进行, 采用“故障模拟杆”方法, 对发动机容错控制进行研究.试验结果表明, 所采用的故障对策和验证方法实施方便, 容错控制能够有效维持发动机的功率输出.验证试验为双发装机匹配提供了有益的经验, 对其它型式的发动机亦具有参考价值.      

复合材料板冲击损伤及剩余拉伸强度试验

T300/BMP316是一种很有应用前景的航空航天结构复合材料,对两种不同铺层参数的T300/BMP316复合材料层合板进行了冲击损伤及剩余拉伸强度试验.结果表明,不同铺层参数对层合板冲击损伤投影图形的长轴方向有一定的影响,但对冲击损伤投影面积大小几乎没有影响,层合板的剩余拉伸强度与冲击损伤投影面积的大小没有直接关系.      

固体燃料冲压发动机连管试验器设计方案探讨

分析了虚拟固体燃料冲压发动机连管试验的基础技术,归纳了其试验器方案设计任务。重点探讨了连管试验器各部件的设计方案。     

超视距舰空导弹爬升段弹道设计

针对超视距舰空导弹中制导的爬升段,采取两段程序圆弧相结合的方法设计弹道,给出了导弹爬升段的高度与倾角指令,并对于在圆弧间及弧与高空平飞段两转接点处出现的抖动现象,通过改变转接基准并做必需的导引指令修正,有效地解决了抖动问题。最后的仿真结果验证了所设计导引律的可行性和对于消除抖动问题所做措施的有效性。     

某型飞机铸铝A356合金的断口分析

进行了A356合金标准试样的常规拉伸试验、断裂韧度测试实验,得到了拉伸试样应力-应变曲线,通过KYKY-1000B扫描电子显微镜观察断口形貌,对拉伸试样断口、断裂韧度测试断口进行了分析。     

新型主减隔振装置隔振性能测试试验研究

为解决新研全尺寸主减隔振装置地面性能试验中由于试验件尺寸大、重量重和试验状态多等难点,同时缩短试验周期并降低试验成本,提出了一种通过实测动载荷传递率评估主减隔振装置隔振性能的地面性能试验方法,给出了试验方案、试验夹具安装、试验内容以及过程。通过理论分析和试验结果,验证了实测动载荷传递率试验方案的可行性,测试结果真实可靠,为后续类似的系统级全尺寸隔振性能试验提供了一种新的试验方法。试验结果表明:新型主减隔振装置对垂向、航向和侧向三向激励的隔振效率均超过了80%,达到了预期的减振效果。     

类F-16飞行器风洞虚拟飞行试验研究

为研究高性能战斗机在大迎角机动飞行时复杂的非定常流动现象和运动-控制耦合现象,研制了三自由度风洞虚拟飞行试验系统,开展了类F-16飞行器模型风洞虚拟飞行试验。在小迎角试验中完成模型短周期运动模态模拟和控制律验证,在大迎角试验中测量到俯仰运动失稳现象,在负迎角试验中测量到横航向耦合失稳现象。研究表明:在横航向耦合失稳时,采用副翼增稳滚转通道难以恢复横航向稳定性,且可能发生运动-控制耦合振荡,而通过升降舵机动改变迎角可有效恢复横航向稳定性。     

带辅助进气的二元超声速进气道低速特性

通过飞行试验,研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明,辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区,引起畸变增加、总压恢复下降,并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大,随马赫数的增加而减小,随飞行高度的变化则无显著差异;同时,侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大,而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外,通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联,确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。     

基于CATIA的杠杆加载系统快速设计方法研究

目前我国飞机结构试验中杠杆加载系统存在着设计工作量大、效率低等问题.针对企业的实际需求,本文基于CATIA软件平台,开发了一套杠杆加载参数化快速设计系统.首先基于总体设计的全机外形数模计算了外形加载点;其次运用改进的聚合层次聚类算法生成了杠杆加载系统的拓扑结构图;最后对杠杆、连接件等实现参数化建模并完成自动装配.实例表...