航空电子综合测试系统的发展现状及趋势

现代先进战斗机大量采用各种先进的航空电子系统，传统的检测手段一般采用人工方法直接测试将故障定位到电路板级，操作复杂，所需时间长，不能满足现代化战争的快速要求，而且操作人员的劳动量大，不利于连续作战。所以，应用现代化的检测手段检测和确定故障备受关注。本文总结了现役战斗机测试系统的现状，存在的问题，并阐述了测试设备的发展趋势。     

大跨屋盖悬挑结构的风荷载分析

针对悬挑结构的上下表面同时受到风荷载作用的特点，提出风洞试验中同步测量的实验方法，分析上下表面风压相关性及其物理意义，给出悬挑结构平均风压和脉动风压的计算方法，探讨了同步测量和异步测量情况下峰值因子的合理取值。     

萧山国际商务中心风载风洞试验研究

本文介绍了杭州萧山国际商务中心双塔楼的表面风压风洞试验及主要试验结果,分析讨论了该双塔楼沿高度变化的体型系数、对结构的顺风向、横风向风载以及扭矩,为整体结构和表面玻璃幕墙设计提供了合理的风载荷参数.     

航空发动机研制过程中的可靠性问题

通过对国内外航空发动机研制过程中可靠性发展情况的分析，针对实际操作中出现的问题提出了相应的改进措施和建议。     

轴向过载下固体推进剂药柱变形研究

采用Φ315试验发动机,对某新型推进剂翼槽型药柱进行了10g,20g,30g和35g的轴向过载离心实验,测量了药柱前端面靠近内孔处测点的位移;并运用三维线性粘弹性有限元模型,对离心实验过程进行了数值模拟,以确定固体推进剂药柱在轴向过载作用下的变形问题。结果表明,计算值与实验结果符合较好,证实了粘弹性有限元模型适用于过载条件下药柱变形的研究。     

飞机机身腹部与两侧进气道性能比较试验研究

通过高低速风洞试验,对比迎角和侧滑角对机身腹部和机身两侧进气的进气道气动性能的影响。试验结果表明:在超音速来流状态下,当迎角增加到5°时,腹部进气道的气动性能改善,而两侧进气道的气动性能几乎不变;在亚音速来流状态下,当迎角从6°逐渐增加到所试验的值(高亚音速为12°,低速为30°),两侧进气道的气动性能逐渐明显变差,而腹部进气道的气动性能对迎角并不敏感,基本能保持无迎角时的性能;在高低速来流状态下,两种型式进气道的气动性能对所试验的侧滑角β(小于6°或9°)均不敏感。      

卫星推力器可靠性评估和寿命预测

提出一种卫星推力器无失效数据可靠性分析方法,该方法能够在高置信水平下给出卫星推力器可靠度和使用寿命的置信下限。同时还建立了卫星推力器强检验和弱检验方法,前者适用于对首次采用的卫星推力器的验收,而后者适用于对已长期使用的卫星推力器的例行的批抽样检验。文中对卫星推力器寿命遵循Weibull分布和对数正态分布的情况分别进行了详细讨论。      

启动过程推力器喷注管内推进剂流的温降

根据空间发动机的总体结构、环境特点和能量守恒原理,提出推进剂在推力器喷注管内流动降温的简化数理模型,研究启动时单元推进剂在推力器喷注管内的流动降温现象.耦合求解推进剂流和喷注管能量方程,可以获得单元推力器喷注管单推三流整体温度的沿程分布规律.用推进剂模拟液实际考察和验证推力器喷注管的流动特点和理论模型的计算结果,分析推进剂流速、喷注管长度和内径对推进剂流温度变化的影响,导出推进剂流前缘出口温度和这3个物理参量间的拟合关系式.研究结果对推力器的热控设计有参考价值.     

亚声速埋入式进气道性能回归分析

1引言在采用吸气式发动机的导弹设计中,进气道性能的变化对于发动机推力以及整个导弹的飞行性能有着显著的影响。进气道性能的研究在设计中占有重要比重,尤其在发动机与导弹一体化设计时,必须考虑进气道特性。在各类型的进气道中,埋入式进气道结构简单,能与弹体融合(又称为融合     

微型涡轮发动机控制系统仿真及台架试验

在某微型涡轮发动机控制系统开发过程中，为研究该发动机控制规律，提出一种半物理仿真和台架试验结合的研究方法。设计了包含电子控制器在回路的半物理仿真试验，通过分析原控制逻辑以及起动过程存在的问题，提出对起动控制规律的改进和优化，开展了基于原配电子控制单元和工控机的台架试验，验证了优化后的控制规律，并将其应用于控制器开发。本文提出的方法可避免大量的实物台架试验，缩短控制器的研制周期。