ЗП648合金环件变形工艺试验分析

对ЗП648合金的变形特性、锻造工艺参数及其性能的影响，进行了一系列研究和工艺试验．确定了合金的变形工艺参数，以确保ЗП648合金轧环件在发动机上的使用安全性。     

综合头盔视听系统飞行试验计划与数据采集

海军空战中心武器部（NAWCWPNS）在中国湖，在TAV－8B飞机（AV－8B训练机）上完成了先进联合攻击技术（JAST）综合头视听系统（JHAVS）的飞行验证计划。本文介绍了所采用的系统的试验方法及针对每种试验所确定的一种基本情况的背景。本次飞行试验采用的作战环境非常全面，飞行次数最少，并对飞行试验结果进行了讨论（结果包括视频图象信息、载机数据及地面真实数据）。试验的目的是验证：用于飞行员定向、战术导航及其它飞行任务的头盔显示器的导航信息；便于飞行器完成对预定目标截获的头盔显示器（HMD）成象功能；便于飞行员完成战术武器发射的HMD3信息显示功能（包括离轴功能）；投放常规武器使用HMD和平显（HUD），对其精度进行比较；提高飞机对威胁的机动反应动力的HMD三维（3－D）离轴瞄准音象告警功能；以语音方式接通导航和武器投放的功能；HMD的3－D离轴瞄准音象显示航路点及标识点；IHAVS系统技术使座舱设备减少及提高飞行员状态判别能力的潜力。评估HMD系统试验的关键问题与头盔瞄准系统结构有关，虽然这是系统的验证方案，但试验结果表明要减轻飞行员工作量，需进一步加强系统综合化设计、改善武器使用以增强战术系统性能，并对增加的或现有的系统功能进行评估。评估的主要因素是人的因素,飞行员工作量的降低，从理论上提高飞行员对状态的判断能力。     

某引信检查仪设计缺陷分析及改进措施

通过对某引信检查仪的使用情况统计与分析,发现其设计存在问题.据此提出了相应的改进方案,使改进后的检查仪对引信测量合理准确,以确保引信在使用中安全可靠.     

试飞阶段飞机可靠性维修性评估验证现状及问题分析

正式的试飞阶段飞机可靠性维修性评估验证已近十个年头了，虽然取得一些成效，但从指标要求的制定到研究课题实施上还存在着认识上，管理上和技术上的各种问题，本文对这些问题进行了归结和分析，提出了改进措施，供参与鉴定，定型试飞的人员参考。     

提高RSA安全性的几种方法

RSA是目前数字签名领域中应用最为广泛的算法,本文详细论述了RSA算法的数学原理和实现过程,针对其安全性方面的漏洞和缺陷进行分析,提出了提高RSA算法安全性的参数选择方案与避免攻击的解决办法,最后对RSA的发展趋势做出展望.     

某舰载多通道发射控制系统研究

对导弹的加电发射控制是一个可靠性、安全性和测试性要求极高的技术，而某舰载导弹武器系统中，对发控系统提出了更高的要求，它要求能够实现多通道多枚导弹的同时加电以及发射。     

基于系统安全理论的适航安全性评估研究

以美国联邦航空条例(FAR)和中国民用航空规章(CCAR)为基础,围绕民机适航审定工作中的系统安全性评估流程和方法进行了探索和研究.首先,分析功能危险评估、初级系统安全性评估、系统安全性评估在系统安全性分析中所处的阶段和所起的作用,并探讨故障模式及其影响分析、故障树分析和共因分析等分析方法在适航性安全性评估中的应用.其次,以飞机系统框图为依据,分析系统发生故障可能造成的影响,并举例分析飞机系统中的部分单元的系统安全评估过程.通过研究系统安全理论在适航性安全性评估中的应用,为在航空器适航认证中进行安全性评估或验证提供了理论和方法支持,并有效说明了系统安全分析方法在航空器适航安全性评估中的良好适用性.     

国产超薄铝蜂窝芯材在太阳翼基板的应用

针对太阳翼基板国产高性能低密度超薄铝蜂窝的自主可控需求,开展分析和试验,验证国产超薄铝蜂窝芯材应用于太阳翼基板的技术可行性。首先建立有限元模型进行准静态载荷分析,基板蜂窝芯子最大横向剪切应力为0.345 MPa,小于剪切强度0.36 MPa,满足强度裕度要求。其次,针对目前超薄蜂窝研制批次稳定性较差、剪切模量波动性较大的问题,对蜂窝剪切模量波动对基板力学性能的影响进行分析,结果表明,基板应力应变分布水平对剪切模量变化不敏感,蜂窝剪切模量降低50%后,基板蒙皮碳纤维最大应变减小3%,蜂窝芯子最大横向剪切应力减小9%,基板最大位移增加7%,可为蜂窝评估提供数据支撑。最后,开展基板缩比件和全尺寸基板的力、热试验,试验后基板未发生损伤。分析和试验结果表明：国产超薄铝蜂窝芯材性能满足要求,可在太阳翼基板上应用。     

航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术

为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制,开展了叶片飞断主动控制技术研究。提出了一种风扇 叶片爆破切割飞断的方法,进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析;设计了遥控起爆系统,确保了 试验安全;根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标,使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术 要求。结果表明：采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆 破飞断,叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%,叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。验证了该项技术在试验器条件 下完成风扇机匣包容性试验的有效性,并为整机包容性试验奠定了基础。