美国标准-3Block IB完成最后一次鉴定试验

美国航空喷气公司日前宣布,其为标准-3BlockIB导弹项目研制的推进器固体姿轨控系统(TDACS)在通过高级热燃烧试验之后,已经成功完成了鉴定试验。标准-3导弹项目由美国导弹防御局管理,雷锡恩公司为其总承包商。TDACS的最后一项鉴定试验是在位于加利福尼亚州萨克拉门托的航空喷气公司总部进行的难度测试。一共五台TDACS经受了严格     

一种基于PC和FPGA的通用中频雷达回波模拟器

提出了一种通用雷达回波模拟器硬件系统. 该模拟器系统以FPGA为核心器件,基于这种器件技术的强大功能和灵活性, 使得该模拟器与传统模拟器相比,具有可扩展、可编程和可升级的特性. 所开发的雷达回波模拟器经过测试,其性能指标满足应用要求.      

Local controllability and stabilization of spacecraft attitude by two single-gimbal control moment gyros

The attitude control problem of a spacecraft underactuated by two single-gimbal control moment gyros （SGCMGs） is investigated. Small-time local controllability （STLC） of the attitude dynamics of the spacecraft-SGCMGs system is analyzed via nonlinear controllability theory. The conditions that guarantee STLC of the spacecraft attitude by two non-coaxial SGCMGs are obtained with the momentum of the SGCMGs as inputs, implying that the spacecraft attitude is STLC when the total angular momentum of the whole system is zero. Moreover, our results indi- cate that under the zero-momentum restriction, full attitude stabilization is possible for a spacecraft using two non-coaxial SGCMGs. For the case of two coaxial SGCMGs, the STLC property of the spacecraft cannot be determined. In this case, an improvement to the previous full attitude stabilizing control law, which requires zero-momentum presumption, is proposed to account for the singu- larity of SGCMGs and enhance the steady state performance. Numerical simulation results demonstrate the effectiveness and advantages of the new control law.     

基于磁性液体的岩样总体积测试方法

针对现有浮力法测定岩样总体积受人为因素影响大,以及丈量法测定岩样总体积对岩样外形严格限定的缺点,提出了岩样总体积测试的双密度测定计算公式。在实验验证的基础上,利用磁性液体在磁场作用下密度可变、可控的特性,探索设计了基于磁性液体的岩样总体积测定装置,建立了基于磁性液体的岩样总体积测定方法和流程。这种新方法对于减小测定岩样总体积过程中的人为误差、提高测试精度等方面均具有一定的优势,具有良好的推广应用前景。     

航空发动机燃烧室火焰筒设计验证方法研究

以某型航空发动机燃烧室为物理模型,改进了计算火焰筒流量分配的流阻法,并对其进行验证,结果冷却空气量的相对误差为5．7%;采用多项式拟合法计算了火焰筒燃气总温沿轴向分布。得到了主燃区总温和燃烧室出口总温,并采用燃烧效率法对其进行了验证,二者的相对误差分别为4．4％和1％。结果表明：在初始设计阶段,采用改进的流阻法和多项式拟合法验证火焰筒的沿程空气流量分配和沿程燃气总温合理有效。     

应用总应变-应变能区分法预测热机械疲劳寿命

简要介绍了总应变-应变能区分法(TS-SEP)的基本假设和基本方程,应用TS-SEP法对三种金属材料(304不锈钢、1Cr-1Mo-0.25V钢和2.25Cr-1Mo钢)的热机械疲劳试验数据进行了分析和预测,初步评估了TS-SEP法对热机械疲劳数据的相关和预测能力。研究结果表明:TS-SEP法与总应变-应变范围区分法(TS-SRP),对三种金属材料的热机械疲劳试验数据具有相当的相关和预测能力,寿命预测分散带均在2倍范围内。     

基于总温测量的超燃冲压发动机燃烧效率研究

燃烧效率能够部分反映出燃烧室性能的优劣,是超燃冲压发动机性能评价的重要指标之一.基于总温测量的超燃冲压发动机燃烧效率获取方法不需要测量或计算燃气组分、摩擦力、支板阻力等,避免了上述过程带来的误差,可有效提高测量精度.利用新型半屏式总温传感器,成功测量了M6、当量比1状态下超燃冲压发动机燃烧室的出口总温,获得了基于温升比定义的发动机燃烧效率.     

进气畸变对发动机稳定性影响的分析模型

1引言目前,关于进气畸变对风扇/压气机性能和稳定性影响的模型有:平行压气机模型[1],级叠加模型[2],激盘模型[3],彻体力模型[4,5]和三维CFD计算等。但对于全台发动机来说,已有的计算模型都是采用平行压气机理论,而且认为压气机出口畸变完全衰减。基于这种理论,建立的发动机分析     

电控旋翼稳态操纵响应研究

电控旋翼是于21世纪初提出的一种新概念旋翼系统。为探索其操纵规律,首先给出电控旋翼的理论计算模型。以此为基础,对SA349基准电控旋翼的稳态操纵响应进行了计算分析。得出结论:(1)襟翼操纵可有效改变桨叶桨距,时滞约为1/10旋转周期;(2)前飞状态下,襟翼总距操纵会产生周期变距效应;(3)襟翼周期变距操纵响应与传统旋翼类似。在原理性电控旋翼系统上,进行了悬停和前飞状态下襟翼的总距和周期变距操纵试验。通过对操纵响应试验结果的对比分析,证明了理论计算模型的正确性,同时也说明电控旋翼完全可用于旋翼操纵。     

基于VXI总线的旋翼试验等角度数据采集系统设计

旋翼试验是直升机研制过程中的重要一环,对于减少研制风险,缩短研制周期起到重要的作用。本文从试验主要参数的性质入手,提出对测试系统的要求,说明了旋翼试验等角度采集的重要性。在分析传统阶次分析方法和计算型阶次分析方法的基础上,利用VXI总线典型产品设计了旋翼试验等角度采集系统。