中性盐雾预腐蚀对AF1410高强钢疲劳寿命的影响

采用失重法和XRD法研究了AF1410钢在中性盐雾环境中的耐蚀性能,并对中性盐雾预腐蚀不同时间后的试样进行疲劳性能测试,研究了不同预腐蚀时间对材料疲劳寿命的影响。结果表明:AF1410钢发生了严重的全面腐蚀,腐蚀产物主要由FeO(OH)和Fe3O4组成,并得到其腐蚀失重曲线;疲劳断口形貌分析表明,随预腐蚀时间的延长,腐蚀损伤程度增加,在疲劳加载过程中易形成较多的疲劳裂纹扩展源而导致疲劳断裂失效;最终获得中性盐雾预腐蚀AF1410钢结构疲劳寿命特性以及预腐蚀对疲劳寿命的影响系数C(t)曲线。     

基于HLA的战役航材备件需求仿真研究

在分析系统功能要求的基础上,提出基于HLA的战役航材备件需求系统仿真框架,对仿真系统联邦成员的功能进行划分,分析系统的信息交互,探讨系统实现所需的关键技术,构建了战役航材备件需求仿真平台,给出了仿真平台的工作流程。     

建立容量评估机制,促进我国机场可持续发展

<正>一、实施机场容量评估的必要性近年来,随着经济持续快速增长,我国民航运输也得到快速发展。2005年,我国民航运输总周转量位居世界第二位,仅次于美国。2008年,全国民航     

雷达对抗仿真系统中雷达数据库设计与实现

针对当前对雷达对抗系统效能评估的需求和仿真技术的发展,提出基于HLA的雷达对抗仿真系统总体结构及其数据库设计,重点阐述应用面向对象思想的雷达数据库设计,并在VC环境下采用ADO技术访问数据库;最后分析说明一个雷达对抗仿真系统的仿真实例。该系统已应用于工程项目中,取得了较好的效果。     

某发动机滑油散热系统改进

针对某型飞机发动机地面出现滑油超温的问题,提出了其滑油散热系统的改进方案.采用试验模拟的方法分别研究了引射系统的混合室横截面积、混合室长度、扩压段及引射器喷嘴形式对引射系统性能的影响.结果表明,采用以较小横截面积增加混合室长度、加装扩压段和采用超声速喷嘴的组合改进方案,可以极大地提高引射系统的引射能力,改进后的滑油散热系统经试验和装机验证能够满足发动机的滑油散热要求.      

K波段基片集成波导带通滤波器的设计

基片集成波导(Substrate Integrated Waveguide,SIW)是一种低插损、低辐射、高品质因素的导波结构。文章利用基片集成波导技术设计了一种K波段带通滤波器,其中心频率为19.4GHz,相对带宽为7.48%,插损小于1dB,该滤波器具有体积小、重量轻、易于加工和集成等优点。     

捷联惯性测量系统中陀螺仪线性度分段补偿方法研究

某型小型化捷联惯性测量系统的陀螺仪线性度在不同角速率下差异较大,提高精度需要修改硬件。本文在硬件不变的情况下,提出了一种分段补偿的软件设计方法,即在不同的速率点采取不同的标度因数。试验数据表明,补偿后的陀螺仪线性度得到提高,达到指标要求,证明此方法是有效的。     

基于FEM的惯导系统电磁屏蔽效能仿真分析

机箱电磁屏蔽效能的优劣影响惯导系统的电磁兼容性能,而孔缝是造成电磁泄露的重要原因。本文运用FEM分析计算软件Ansoft HFSS,分析了缝隙的形状和不同组合对机箱屏蔽效能和谐振频率的影响,提出了改进措施提高屏蔽效能。并对惯导系统电子设备机箱的设计进行了比较,为选择屏蔽效能较好的设计提供了依据。     

发动机“超市”盘点

中国商用飞机有限责任公司（中国商飞）于今年2月26日正式向国内外供应商发放了大型客机动力和机载系统国内外供应商信息征询书。中国商飞副总经理、大型客机总设计师吴光辉在3月6日透露,大型客机研制工作已全面展开,首型国产大飞机将命名为“C919”。他表示,C是China的首字母,也是中国商用飞机有限责任公司英文缩写COMAC的首字字母,同时还有一个寓意,就是我们立志要跻身国际大型客机市场,要与空客（Airbus）和波音（Boeing）一道在国际大型客机制造业中形成ABC并立的格局。C919的第一个“9”的寓意是天长地久,“19”代表的是我国首型大型客机最大载客量为190座。而“C919”之后未来的型号也可能命名为“C929”,其中“29”代表这一机型的最大载客量为290座。吴光辉称,我国大型客机将以单通道150座级为切入点,采用超临界下单翼、翼吊先进高涵道比涡扇发动机、常规尾翼和前三点可收放起落架的常规布局形式。他们争取用8年左右时间努力研制出在安全性、经济性、舒适性等方面更具竞争力的大型客机。中国商飞C919飞机方案公布后,世界航空发动机和机载系统公司的CEO们便开始了走马灯般的来华行程,希望C919的出现为他们带来新的机会。本刊记者在寻访了多家发动机和系统制造商后,给出了一份供选的“超市”清单,仅供读者参考。     

小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验

为研究小推力高室压NTO/MMH(四氧化二氮/甲基肼)火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47~0.51kg/s(不含0.47kg/s)时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实验系统设计提供必要支持.