航空发动机进气系统结冰适航性条款研究

发动机进气系统结冰通常给发动机工作带来不利影响,甚至引起飞行事故,因此CCAR 33.68"进气系统的结冰"对每型发动机在结冰条件下的运行提出了适航性要求。对航空发动机防冰系统的适航性要求进行了解读,归纳了防冰方式对防冰系统的数值计算/关键点分析、试验验证进行了研究,介绍了典型符合性验证案例。本研究了可为国内开展航空发动机防冰适航性工作提供技术支持。     

基于适航标准的民用涡扇发动机空中起动飞行试验

为了准确评估民用涡扇发动机空中起动试验性能与适航标准体系的符合性,在分析、解读中国民用航空局运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局咨询通告的基础上,制定了民用涡扇发动机空中起动飞行试验方案,以ARJ21-700型支线飞机配装的CF34-10A涡扇发动机合格审定试飞为平台,国内首次进行了相关试飞技术研究及飞行试验。试验结果表明：该空中起动飞行试验方案合理可行,能够完整、全面地验证民用涡扇发动机对适航标准体系的符合性。发动机最高起动边界为22500ft,起动高度指标设计合理,起动功能正常、可靠,满足适航标准要求。飞机待机状态双发失效后至起动成功高度损失为1457 ft,远小于适航标准规定的5000 ft指标。项目形成的试飞方案及积累的试飞经验为后续C919,C929等民用客机及其配装发动机的适航审定提供直接技术支持。     

XSR型铷原子频标的检修

对我厂的频率标准ＸＳＲ型铷原子频标发生的故障及具体检修情况作了较详细的分析和介绍。可供修复同类或其他类铷原子频标参考。     

高值电容标准首次比对实验结果分析

1μF以上电容量值的溯源难度较大,为保证国防系统内高值电容（10μF~10mF）参数的量值统一、准确可靠。北京东方计量测试研究所组织国防系统内四家计量单位首次开展了（10μF~10mF）/100Hz高值电容标准的比对实验,取得了宝贵的实验数据。本文公布了比对结果,并对实验数据进行进一步分析。本次比对以各参加实验室测量结果的加权算术平均值作为参考值,其中权重与各实验室声称的不确定度平方的倒数成比例。实验数据由4家单位共享。     

一种新型液压控制系统及其应用研究

介绍了一种新型液压控制系统及其应用。该系统通过差动流量细分技术、电机转速特性适配技术和恒渗漏技术的应用,克服了常见液压控制系统存在的油泵在低转速下压力波动较大、伺服电机在低转速下运行不平稳、油缸压力难以保持等技术难点。使用该液压系统研制的叠加式力标准机,力值重复性达到0.015%。这对采用液压控制系统研制标准力源有积极的借鉴意义。     

高分辨力原子频标比对装置的研制

高分辨力原子频标比对装置是采用时差法和频率差值倍增技术相结合的方法对待测信号进行频率稳定度的测量。测试结果表明该方案设计的合理性和先进性,其实际测量的附加频率不稳定度指标达到<5.0E-14/1s。     

一种小体积低功耗微波倍频电路

针对微型相干布居囚禁（CPT）原子频标开展了小型、低功耗微波电路的研究,借助于ADS仿真,设计并实现了一种利用微带线传输微波,以阶跃恢复二极管作为非线性器件的小体积、低功耗微波倍频电路,电路面积为20mm×10mm、功耗小于10mW。测试结果表明：当输入功率为6dBm、频率为569.5MHz的信号时,获得了所需要的频率为3417MHz、功率为-9dBm的微波输出,满足CPT原子频标对微波信号的需求。     

1.2m 风洞大攻角动导数试验技术

介绍了１．２ｍ风洞攻角达３０°的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ模型）所作的一系列试验结果。试验的马赫数为０．６～１．２,攻角为０～３０°,振动频率为８～１４Ｈｚ,试验雷诺数为１．２×１０７～２．３×１０７／ｍ。试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度小于１５％。试验结果与国外文献数据具有很好的一致性。     

GJB1032A《电子产品环境应力筛选方法》(征求意见稿)修订情况介绍

对1990年颁布的GJB1032《电子产品环境应力筛选方法》标准进行了修改,主要进行的修订点有:环境应力筛选的范围;环境应力筛选的适用条件;环境应力筛选的温度条件;环境应力筛选的振动条件;环境应力筛选的监控措施;附录的修订.文章内容对了解国家标准修订情况及将来应用有一定指导意义.     

ZN-1型粘弹性阻尼材料模型参数修正研究

为了给被动约束阻尼（PCLD）结构的动力学分析提供更精确的粘弹性材料数学模型,进行了ZN-1型粘弹性阻尼材料模型参数修正的研究。以模型参数为优化变量,以PCLD悬臂梁固有频率和损耗因子的误差最小为优化目标,采用混合遗传算法修正了ZN-1型粘弹性阻尼材料模型参数。修正模型参数后PCLD梁动力学特性计算值比原始模型更接近于试验值。