直升机主桨毂疲劳试验技术研究

直升机旋翼系统主桨毂是直升机关键部件，在地面运转及首飞前必须进行疲劳试验，根据试验结果确定初步疲劳寿命。本文以某型号直升机旋翼系统主桨毂疲劳试验为例，总结出多点协调加载试验台的设计方法及试验调试方法，并按照试验台的组成，从控制系统、泵站、伺服动作器、测量系统及试验台体等方面，详细阐述了设计内容及其工程效果。     

超磁致伸缩材料作动器的研制及特性分析

 采用自制的TbDyFe超磁致伸缩材料设计并制作了主动振动控制用超磁致伸缩作动器 ,并对其偏置磁场、激励磁场、静态特性、动态特性和主动控制减振效果进行了测试和分析。研究结果表明 ,作动器工作应变在TbDyFe材料的线性区 ,其总伸缩量可达 70 μm。低频动态特性好 ,谐频影响小。在自适应滤波控制方式下使用该作动器对正弦振动进行主动控制减振 ,减振效果达到 30dB。磁场均匀性对作动器输出特性有明显影响 ,采用Ansys有限元软件精确设计作动器激励磁场 ,可提高超磁致伸缩材料沿轴向磁场均匀性。     

SACMA和QMW试验方法对复合材料层合板低速冲击后压缩行为的影响

采用了 SACMA标准和一种小试样试验方法对复合材料层合板低速冲击后的压缩 (CAI)行为进行试验研究 ,从层合板的冲击损伤分布、冲击后压缩破坏过程 ,以及层合板的准静态横向压缩、开孔后压缩等多方面进行对比 ,结果表明 ,这两种试验方法存在很大差别 ,试验方法不同 ,层合板低速冲击后的压缩行为也不同 ;采用 SACMA标准所测得的低速冲击后压缩强度更能全面反映基体韧性的优劣。作为 CAI试验标准 ,小试样试验方法还有待改进     

飞机俯仰速率信号重构方法研究

研究了六自由度非线性方程描述的飞机在俯仰速率传感器故障情况下的信号重构方法。给出了两种重构方法，一种是通过建立等效的线性模型，设计线性状态观测器重构状态信号，另一种是使用非线性跟踪微分器方法．通过跟踪俯仰角的微分信号来计算俯仰速率信号。仿真结果表明，两种方法都具有一定的可行性。     

直升机悬停及低速飞行阶段轴间耦合试飞技术

从试飞员角度出发，分析了直升机轴间耦合现象产生的原因，讨论了ADS-33D规范中有关轴间耦合问题的要求，提出了武装直升机轴间耦合试飞方法、数据处理方法、试飞驾驶技术要点以及试验过程中应注意的事项，可供从事武装直升机飞行试验的技术人员和试飞员参考。     

RLV燃料贮箱低温泡沫隔热材料导热分析

针对RLV燃料贮箱使用的泡沫塑料,建立了闭孔匀质泡沫材料的传热模型,给出了利用泡沫材料结构参数计算热导率的方法.算例计算结果与实测值吻合较好,证明了模型的可信性和方法的可行性.最后利用对该模型的分析讨论了泡沫不均匀性的影响.     

氢氧全流量补燃循环发动机富燃预燃室试验

为了获得全流量补燃循环发动机的富燃预燃室可靠点火、稳定燃烧和均匀的出口燃气,对富燃预燃室头部喷注器排布方案展开了研究。对设计的中心燃烧区和环形燃烧区两种不同头部方案进行了试验,得到了富燃预燃室的压力曲线和预燃室出口的温度分布。试验结果表明:相比中心燃烧区结构方案,环形燃烧区结构方案更容易获得可靠的点火和稳定的燃烧,有更好的燃气均匀度。相比常规的富燃预燃室,全流量补燃循环发动机的富燃预燃室工作温度更低、混合比更小。相比使用液氧的方案,使用气氧的富燃预燃室在启动、关机过程更迅速、平稳。     

常气压辉光放电等离子体控制翼型失速的数值模拟研究

基于Shyy提出的大气压下均匀辉光放电等离子体与空气干扰的物理模型,通过求解电位势方程得到电场分布,得到了作用于流体上的电场力.通过数值求解考虑等离子体作用的流体运动控制方程,以NACA0015翼型低速绕流为对象,研究了常压辉光放电等离子体位置和个数控制翼型绕流分离的影响.位于分离点上游的等离子体能够有效地抑止翼型分离,而在分离区的等离子体对流动影响很弱,同实验结果一致,并给出了等离子体对翼型气动力影响的规律.     

JL8飞机安装XZG—2型综合告警器的质量控制及管理方法

介绍了ＸＺＧ－２型综合告警器质量控制和管理的方法与措施。     

超磁致伸缩致动器轴向谐振频率计算与实验研究

 为提高超磁致伸缩致动器(GMA)的设计效率,建立了GMA动力学模型和ANSYS有限元模型,对其轴向谐振频率进行了计算和模拟,并进行了GMA轴向谐振频率分析实验。通过实验数值和计算值及有限元分析结果的对比,动力学模型计算所得的GMA轴向谐振频率与实验值的误差小于5%, ANSYS分析所得的GMA轴向谐振频率与实验值的误差小于3%,验证了动力学模型和有限元模型的有效性。最后,通过ANSYS有限元分析了GMA各部件对其轴向谐振频率的影响,并提出利用有限元分析来提高GMA的结构刚度从而改善其轴向谐振频率的方法。