飞行力学与飞行试验

阐述了新形势下飞行力学专业所面临的任务,强调了飞行力学与飞行试验密不可分的关系,分析了现阶段飞行力学,飞行试验研究中存在的问题,并提出了飞行力学专业近期急需研究的课题;最后,论述了《飞行力学》杂志在飞行力学与飞行试验研究中所起的作用和当前的工作方针。     

高速气流对头靠伞箱吹袭防护方法研究

高速气流对头靠伞箱吹袭防护是救生系统空中弹射试验中的一个重要问题，直接影响到救生系统的试验安全，自行研制的头靠伞箱防护系统，经过经验验证，证明该伞箱防护系统较好的解决了救生系统中弹射试验的安全问题，为救生系统的试验研究奠定了基础。     

飞行试验数据处理中心计算机系统

本文简要介绍飞行试验中心计算机的总体试验、设备配置、所承担试飞数据处理的任务范围和适应能力以及在试飞数据处理系统中的地位和作用。重点介绍了中心机系统的主体设备－ＣＹＢＥＲ９７２－３１和ＣＤ４６８０－２０２这两种结构、性能和规模完全不同的计算机系统的硬、软件配置、外设特性和体系结构特点。另外还介绍了中心机系统的网络结构简况。     

模态参数识别在飞行颤振试验中的应用

 本文介绍了飞机飞行颤振试验的简况、颤振试飞数据处理的特点和一些特殊要求。简要介绍了用频域参数识别方法和时域参数识别方法识别模态频率和阻尼的基本原理和基本数学模型。文中着重介绍了为解决颤振试飞中所获得的信号的信噪比差,而又要求识别的模态阻尼值的精度比较高这个矛盾和为了尽量缩短数据分析所花费的计算时间而采取的若干措施。     

天线罩地面热试验—模拟气动加热的公式控法

导弹以超音速飞行时,结构外表面的温度可达几百度,因此在正式飞行前,一定要做模拟飞行时表面温度的地面热试验。这种试验可以采用三种方法来进行。一是温度控,即是用飞行时结构表面的真实温度T_1曲线作为地面热试验的控制参数。二是热流控,即是用飞行时结构表面所接受的热流q曲线作为地面热试验的控制参数。三是公式控,即是用飞行时结构表面处的绝热壁温T_(AW)曲线和对流换热系数α曲线作为地面热试验的控制参数(T_1、q、T_(AW)和α通过外热源计算可以得到)。温度控简单、方便、容易实现,对物性参数稳定、受热后不分层的材料适用。热流控对物性参数稳定、具有烧蚀性的材料适用。公式控对物性参数不稳定、受热后易分层的材料适用。但此方法调试复杂、不易实现。天线罩的材料是玻璃钢,它的物性参数是温度的函数、不稳定、受热时易分层,采用公式控进行地面热试验较合适,从而使试验成功。     

钛合金高压气瓶表面裂纹疲劳试验的结果分析和使用寿命估计

该文对TC-4钛合金高压气瓶表面裂纹疲劳试验结果进行了分析,给出了气瓶的疲劳裂纹扩展速率(da)/(dN),并与气瓶瓶料试样的测试结果进行了比较。最后选用几种方法对气瓶的疲劳使用寿命作了估计和分析。     

运载火箭贮箱的消旋试验

本文讨论运载火箭双出口贮箱的消旋问题,提出了十字分隔板和圆板消旋器,并通过大模型试验确定其结构尺寸。试验中引入液面波高相似参数,以模拟液体晃动和增压气流对液面冲击的效应。贮箱液体剩余量测量采用称重法,其精度比液位观测法有明显提高。     

光学太阳反射器的性能评价试验规范

航天器在地面待发射期间和空间实际飞行过程中，热控元件光学太阳反射器要遇到各种地面和空间环境，为了航天器的可靠和长寿命，必须对所制备的ＯＳＲ涂层进行各种地面和空间环境试验并对其各项性能检验与考核，该文就这一系列试验的目的和规范进行了讨论。     

永磁有限转角力矩电机的仿真与实验

随着多电飞机的快速发展及成附件轻小化、高效能的迫切需求,有限转角力矩电机(Limited Angle Torque Motor,LATM)在飞机引气系统中的应用日益迫切。一方面,有限转角力矩电机可以显著简化高温引气控制阀结构、减小体积;另一方面,可以基于系统需求实现引气压力和温度按需调节,减少燃油代偿损失。针对高温有限转角力矩电机工作特性不易预测的难题,建立了其数学模型、仿真模型,并通过实物试验验证了仿真模型的准确性。研究结果为有限转角力矩电机特性研究提供了参考依据。     

多径信道下基于恒模算法的遥测信号盲均衡

运载火箭在塔架静态测试时易受多径衰落影响,导致遥测信号产生码间干扰。本文对PCM-FM体制遥测信号的多径信道使用恒模算法(CMA)进行盲均衡研究,针对遥测信道中的码间干扰展开理论分析和Matlab仿真,并搭建盲均衡功能测试平台开展实验验证。结果表明:CMA收敛速度高、误码率低,对多径干扰具有较好的鲁棒性和实用性。