民机货舱防火系统验证试飞方法研究

介绍了中国民用航空规章（CCAR-25）对民用飞机货舱防火系统条款的有关要求,分析了民用飞机演示这些条款时采用的符合性验证方法及试飞注意事项,为我国大中型运输机适航试飞积累了经验。     

带阻力元铰链力矩四分力天平研制

介绍了带阻力元铰链力矩天平研制的情况。实验证明,用两台带阻力元的铰链力矩天平同时测量导弹左、右舵面气动载荷是成功的,天平研制也是成功的。     

大型煤气柜风荷载的风洞试验及数值模拟

对某大型煤气柜进行了风洞测压试验及风压数值模拟。分析了试验模型表面风压分布及其脉动特性,并同数值计算结果、规范条文中类似断面结构的风压分布作对比。结果表明：风洞试验中由于结构表面分布的工字钢及表面粗糙度的处理,雷诺数效应对表面风压分布影响并不明显,但对表面绕流场分离区的风压值有一定影响。结构的均方根升力、阻力系数在频域表现为宽带谱;采用基于雷诺平均的RNGk-ε湍流模型能较准确地模拟表面平均风压分布,其计算结果同样可为结构抗风设计提供参考;在不同量级雷诺数下数值模拟得到的平均风压分布能反映出雷诺数效应的影响。     

基于频域分离算子的SINS抗晃动干扰初始对准算法

在基于惯性参考系的捷联惯导系统（SINS）初始对准算法中,使用一次积分抑制线晃动干扰作用有限。通过分析惯性系重力矢量和晃动干扰加速度的频率特点,引入频率分离算子概念,特别是使用频率特性精心设计的无限冲击响应（IIR）滤波算子时,能够有效抑制线晃动干扰,同时对反映重力信息的比力和惯性系重力参考矢量实施同步滤波,使它们都能顺利通过,即使在滤波器输出没有稳定的情况下也可给出可靠的初始对准结果,从而实现快速精确初始对准。车载试验验证表明所提算法可直接用于SINS抗晃动干扰精对准。     

基于准静态拉伸试验的临界CTOA测量

为了寻求更为简单、准确的临界裂纹尖端张开角（CTOA_c）测量方法以推广CTOA准则的应用,本文对材料CTOA_c的测量方法进行了研究。根据CTOA的性质及G?teborgs Kungliga Segel S?llskap（GKSS）提出的CTOA_c估算方法导出了两种不同裂纹尖端张开位移（CTOD）定义之间的关系,并进一步得到一种基于准静态拉伸试验的CTOA_c测量方法,该方法与GKSS提出的估算方法相等效但更加简单。为了验证准静态拉伸试验法的准确性,对7B04 M（T）试样进行了静态拉伸试验,并使用上述两种方法估算7B04的CTOA_c,结果表明两种方法估算出的CTOA_c仅相差1%。同时分别采用平面应变核模型、平面应力模型对试样进行了弹塑性有限元模拟,模拟结果与试验结果相吻合。      

压-压疲劳载荷下CFRP层合板表面红外辐射特征

为探究含冲击损伤CFRP层合板在循环交变载荷下的损伤演化规律,基于热力耦合效应研究了含损伤CFRP层合板疲劳过程中的表面红外辐射特征。以压-压疲劳试验模拟交变载荷,采用红外热成像方法分析了疲劳过程中含损伤CFRP层合板的热图序列和温度数据,结果表明：随着疲劳次数的增加,损伤沿垂直疲劳载荷方向演化,热斑颜色逐渐加深,初始冲击损伤形状逐渐演化为椭圆状,最后热斑横向端部出现"尖点";试件最大表面温差演化整体呈"快速上升-缓慢上升-快速上升"规律,最后出现跳升,其中热斑尖点、最大表面温差跳升可被视为结构疲劳破坏的前兆;含损伤CFRP层合板疲劳破坏时,其最大表面温差主要与纤维和基体种类有关,而试件铺层方式相较于纤维基体类别对最大表面温差无明显影响。研究揭示了冲击后CFRP层合板在疲劳载荷作用下的损伤演化规律,为飞行器复合材料结构的剩余疲劳寿命评估与损伤容限设计奠定了基础。     

复杂结构模态分析中的截断准则

在复杂结构的动态分析中，通常采用截断的主模态坐标变换方法，这种方法可以在保证足够计算精度的要求下，节省大量的计算机时，是一种十分有效而被普遍采用的方法，不过，在分析计算精度与系统的保留的低阶主模态数之间，至今未能找到一种一般的关系式作为“截断准则”，本文在模型加速度方法的基础上，建立了模态分析中的截断准则。     

HYSCAN2000电子扫描压力测量系统

ＨＹＳＣＡＮ２０００电子扫描压力测量系统是目前世界上新一代的高速压力测量系统。本文概述了ＨＹＳＣＮ２０００电子扫描压力测量系统的原理、组成、特点及在１．２米×１．２米跨超声速风洞测压实验中的应用。     

反推力系统适航设计与符合性验证分析

现代涡喷飞机大多设计有反推力系统以提高飞机的经济性、可用性和安全性,然而反推力系统若发生故障则可能引发灾难性的飞行事故。因此,反推力系统的设计和适航符合性验证已成为适航当局重点关注的审定问题。本文通过对中、美、欧适航当局反推力系统的相关适航标准、咨询通告和修正案的研究,给出涡喷飞机反推力系统的适航要求和简析,反推力系统"操纵性"和"可靠性"验证思路及注意事项;此外,结合某型飞机的反推力系统,给出"可靠性"验证思路的实例验证过程和符合性结论。研究结果可为我国进行飞机反推力系统适航设计和符合性验证提供有益参考。     

直升机模型桨叶颤振试验研究

提出了直升机模型桨叶颤振试验技术及试验方法。通过激桨叶的扭转频率、测桨叶的挥舞响应,试验得到了桨叶颤振裕度与旋翼转速、桨叶弦向有效重心位置及桨叶扭转刚度之间的关系,即桨叶颤振裕度随旋翼转速的提高而降低;在相同转速下,桨叶扭转刚度越低或桨叶弦向有效重心位置越后。