简介：在起落架落震试验中，起落架缓冲系统在满足吸收能量的情况下，地面作用于起落架的航向载荷是分析起落架缓冲器结构和设计要求符合性的一项重要测量参数。本文重点研究了利用高速摄像技术测量机轮的角加速度反推航向载荷的测量方法，并与传统载荷测量方法进行分析和对比，对比结果表明：利用高速摄像测量机轮的角加速度反推航向载荷的测量结果与三向测力平台测量结果基本一致，证明了该测最方法的正确性与可行性，为航向载荷的测量提供了一种新的工程应用方法。

简介：摘要：传统落震试验主要针对大型起落架，测试误差通常满足要求，近年来无人机起落架落震试验逐渐增多，试验中常存在投放功量、理论功量和测试功量难以匹配的问题，本文详细分析计算投放功量和测试功量时存在的问题和误差产生的原因，并提出了试验误差的控制方法。在讨论电磁锁退磁时间、导轮摩擦力和投放功量计算方式对投放功量计算结果产生的影响，以及零点偏移和位移传感器安装位置不当对测试功量计算结果产生的影响基础上，试验中用适当增加投放高度的方法补偿下沉速度，通过投放功量的改进算法保证投放功量计算的准确性，最后分析两种带转方式对航向速度和功量计算的影响，并分别提出控制方法。通过现场的试验结果表明，以上方法均可以减小无人机起落架落震试验的误差，有效提高试验精度。

简介：介绍HPVEE环境下针对HPVXI采集器的数据采集程序和Delphi语言环境下的数据处理程序，以及所形成的一套先进的起落架落震试验测试系统的工程应用。

简介：摘要：起落架落震试验是采用自由落体方式，模拟飞机着陆过程中起落架接触地面受到撞击的一种动力特性试验。试验方案多、信号通道多、数据量大是这种试验的特点。依据试验采集到的数据以判断飞机起落架缓冲性能是否满足设计要求。在数据处理中涉及信号去噪、滤波等的处理。运用matlab语言的矩阵运算功能和强大的数据处理函数包进行试验数据处理，其程序简洁，调试方便，大大提高了工作效率。

简介：综述了国内外双组元落压推进系统的应用现状和技术特点，结合国内卫星推进系统的技术现状，分析了双组元落压推进系统混合比控制和大落压比高性能双组元发动机两个关键技术，提出了需开展氦气溶解特性、混合比变化、发动机偏工况试车等地面试验研究，为其工程应用提供技术支撑。

简介：主要介绍了网络化测试技术的基本概念，为满足新建立起落架落震试验室的要求，利用VXI／VEE虚拟仪器软件开发平台，研制开发了一套较为完整的网络化测试系统。实现了各测试设备统一管理，动态调配，既节省了测试成本，又实现了测量信息共享，有效提高了测试过程中的自动化、智能化程度。多次实际应用结果表明，该系统测控性能指标满足试验要求。

简介：介绍一种机体刚度模拟器的设计技术，该项技术能真实体现出起落架落、摆振试验中飞机机体的弹性支持，使起落架的试验边界条件更加接近实际情况。该项技术对于全面考核飞机起落架的着陆裁荷和滑跑稳定性具有重要的使用价值。

简介：介绍了虚拟仪器技术的基本概念，并结合具体的起落架落震试验要求，利用VXI／VEE虚拟仪器软件开发平台，构建了一套包括七个功能子模块的起落架落震试验测试分析系统。通过试验证明，该系统有效地改善和提高了起落架落震试验的测试精度和自动化程度。

简介：主要介绍在落震台电气控制系统中采用可编程控制器技术，编制PLC模拟量数据采样、处理及控制程序。用OPS6软件编制OP36L触摸屏画面，在触摸屏上实现触摸键操作，以及实时动态画面监控等功能。

简介：ARC公司22N挤压式反作用力控制系统姿控发动机已通过大落压工况下的delta-验证。delta-验证由以下内容组成:通过热试车分析发动机工作条件、演示性能和寿命能力。试验包括占空比从12%到97%及入口压力从2.5MPa到0.5MPa的工作循环,入口压力的变化演示了从39%到129%的工况调节能力。对发动机工作条件和试验情况进行了总结,认为该发动机设计满足大落压工况要求。

简介：本文研究了在微小的和稳定的横向加速度影响下,毛细力驱动的液体流动现象。了解这种现象,对于推进剂表面张力贮箱中液体管理是相当重要的。本文研究的开式叶片（管理装置）结构是由等宽度的两块平行的板叶组成。理论计算表明,平板中液体提升高度及浸润宽度与横向加速度有关,并与落塔试验数据进行了比较。已经证明,毛细力驱动的液体流动邦德数（B0）可以达到2,邦德数（B0）大于2,液柱发生破裂,液体从板叶中被推出。

简介：对LMS软件进行二次开发，将多种型式缓冲器数学建模方法通过用户自定义子程序方式集成到LMSVirtual．LabMotion环境下，并利用VBA语言创建缓冲器参数定义界面，方便用户输入及调整缓冲器充填参数，在此基础上完成某型起落架落震动力学分析，结果证明该项工作使得起落架虚拟样机建模及动力学分析工作效率更高。

简介：介绍了适用于无气膜冷却涡轮叶片上包括前驻点在内的整个型面外换热系数的数值计算方法。计算中，驻点区采用考虑了来流紊硫度影响的相似解方法，其它区域引入“紊流度粘性”的概念来求解，实验表明，这种方法较成功地模拟了涡轮叶型型面边界层转捩和过渡区的换热情况。

简介：本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。

简介：离心式喷嘴在火箭发动机中广泛应用,以往的研究中对双组元离心式喷嘴的外喷嘴流动特性研究较少,通过数值模拟方法研究外喷嘴流动特性。针对典型双组元离心式喷嘴结构,运用CFX软件数值模拟研究其外喷嘴的流动特性,获得喷嘴的典型流场结构,将数值模拟结果与试验结果对比,验证数值模拟方法的有效性。研究内喷嘴对外喷嘴流动特性的影响,获得内喷嘴直径、缩进长度对外喷嘴流量系数、雾化锥角的影响规律。数值模拟结果可以更详细的给出喷嘴流场特点及喷嘴流动特性,运用数值模拟方法可以更准确的指导喷嘴设计过程。

简介：为执行克林顿总统94年8月5号的航天运输政策,NASA决定研制新一代可重复使用运载器(RLV),主要努力放在单级入轨(SSTO)结构。航天局目前的计划是验证能满足SSTO工作性能要求所需要的关键技术。这些技术包括先进的长寿命、低维护防热系统;可重复使用低温贮箱(如铝—锂复合材料和石墨复合材料贮籍);复合材科主结构和贮箱间结构;自动的或独立的检验、发射、飞行控制、制导、导航与健康监测以及先进的推进装置。RLV的推进装置要求比冲高,可操作性和坚固性好以及高的推重比。NASA的RLV计划将鉴定数种发动机型号,不仅有全低温的(氢—氧)。而且有双燃料的(由烃—氢—氧过渡到氢—氧。)不过,要研制所提出的任何一种全尺寸发动机结构并验证其是否能满足SSTO工作的性能、质量、可操作性和坚固性准则,在资源和手段上都是很不够的。

简介：对本所体制改革的进展情况进行了初步的总结，既找出了实行“一所两制”的某些基本规律，展示了改革的良好效果，又摆出了尚待解决的种种问题，为今后深化改革提出了新的研究课题。

简介：为解决在易燃易爆介质中柱塞结构的常开电爆阀工作时易出现安全故障的问题，对常开电爆阀的各种结构形式进行了分析，并设计出新结构方案，避免了现有柱塞结构产品的隐患，通过理论和仿真计算得到设计尺寸，并最终通过试验验证。

简介：本文简要介绍了新建成的空军工程学院发动机试车台的功能，设计特点，测量装置及数据处理系统，以供设备设计，制造，安装和使用单位参考。

简介：本文提出了近年来遇到的几类可能引起试验件损伤风险的情况，并给出了比较有效的试验保护方法。