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142.
针对现有测试性增长模型忽略了测试性设计缺陷的修正延时过程,进而导致测试性增长模型(TGM)跟踪与预计精度低的问题,提出了一种考虑测试性设计缺陷修正延时的测试性增长模型建模理论与方法。首先分析测试性设计缺陷识别与修正之间的延时机理,得到剩余测试性设计缺陷(TDL)具有先增后减的铃形变化趋势;在此基础上,分别以Gamma、Raleigh和Delay-S 3种曲线拟合剩余测试性设计缺陷(RTDL)变化趋势,研究建立基于以上3种曲线考虑修正延时的测试性增长模型;最后,以某机载稳定跟踪平台测试性增长试验数据验证测试性增长模型拟合、跟踪及预计效能。研究结果表明:基于该测试性增长试验数据,Gamma曲线可以精确地拟合剩余测试性设计缺陷变化规律,测试性增长模型跟踪和预计精度可达到10-2数量级。 相似文献
143.
144.
在分析航空装备建设经济性约束和介绍经济可承受性思想的基础上,论述了经济可承受性概念下航空装备建设的效能、费用、重要度分析以及"二维权衡"和"三维权衡"方法,提出了提高航空装备建设经济可承受性的具体措施. 相似文献
145.
民用飞机结构适坠性评估技术现状与发展趋势 总被引:7,自引:0,他引:7
适坠性评估是确保民用飞机安全性的重要内容之一。通过对民用飞机适坠性评估技术内涵的分析,概述了国外民用飞机结构适坠性评估技术方面的研究现状与发展趋势,以期促进我国民机结构适坠性评估技术的发展,为研制具有自主知识产权的民用飞机提供技术支持 相似文献
146.
147.
采用料浆法和粉末包埋渗法在Ni3Al基等轴晶合金IC6AE上分别制备了Al-Si和NiCr-CrAl涂层,并对Al-Si和NiCr-CrAl涂层及不加涂层的IC6AE合金三种试样进行900℃/20h,40h,60h,80h,100h的涂盐(5wt%NaCl 95wt%Na2SO4)抗腐蚀性能试验.试验结果表明,与Al-Si涂层试样和无涂层IC6AE合金试样相比,NiCr-CrAl涂层试样表现出最好的抗热腐蚀性能;与无涂层的IC6AE合金试样相比,Al-Si涂层试样的抗腐蚀性没有明显的改善.微观结构分析表明,无涂层的IC6AE合金在900℃时经过几个小时后就遭到了严重的腐蚀破坏.涂盐腐蚀100h后,表面生成了一层主要由Mo,Ni的氧化物组成的多孔无保护性的疏松层.对于Al-Si涂层的试样,900℃/100h腐蚀后试样表面生成了大量Mo,Ni的氧化物,此外还有少量Al2O3及NiAl3相,这些相对样品有一定的保护作用.涂覆NiCr-CrAl涂层的样品经900℃/100h腐蚀后,试样表面主要生成了连续致密的Al2O3及NiAl2O4层,并有少量的Mo,Ni的氧化物,因此对合金有着较好的保护作用,抗腐蚀性能得到了显著改善. 相似文献
148.
介绍了利用机身声学试验平台丌展了飞机舱内噪声预计模型验证实验方法的研究。通过测最声振联合激励下,机身声学试验平台所受声振载荷、了系统参数及客舱内的声瓜级,掌握了这些结果的测量方法及数据处理方法,从而为提高飞机舱内噪声预汁能力及实验研究奠定了基础。 相似文献
149.
应用计算流体动力学方法,对带内热源的空腔球壳所涉及的含导热、自然对流和辐射换热的耦合传热问题进行了数值建模,得到了球壳空腔内、外侧流体的温度场、速度场。在数值模拟基础上,提出并试验验证了能有效提高球壳外表面温度均匀性的电加热绳方案。 相似文献
150.
为了探究当量比对甲烷-空气连续旋转爆轰燃烧室(CRDC)特性的影响,利用二维可压缩欧拉方程对CRDC进行了数值研究,分析了爆轰波的发展过程和贫燃熄火过程,对比了不同工况下CRDC特性参数的变化情况。结果表明:CRDC起爆后燃烧场在由不稳定状态到相对稳定状态的过程中发生了2次碰撞,当进气当量比较低时,CRDC未能完全发生2次碰撞过程就已经熄爆。随着进气当量比的降低,爆轰波传播速度、轴向平均速度、出口平均温度、出口平均总压均呈下降趋势;增压比随当量比降低而减小的根本原因在于旋转爆轰燃烧过程和等压燃烧过程的熵增差减小,使吉布斯自由能增量差减小。CRDC的燃料驻留时间处于亚毫秒量级,燃烧热效率保持在99%以上。 相似文献