简介：无人直升机试飞是验证无人直升机设计指标,检验质量和提高性能的重要手段。试飞是无人直升机系统研制和技术发展的关键环节,贯穿于飞行研究、新机设计、生产和使用的全过程。试飞工作具有高综合性、高复杂性和高风险性,是一项复杂的多学科系统工程。实现国内无人直升机加速发展的关键是突破飞控技术,而飞控技术的初期摸索就是在系留试飞的基础上进行的。对系留试飞现状进行分析和研究,分析了各类系留试飞方法,确定了一种适合飞控系统调参的系留试飞方法。

简介：针对RBCC发动机Ma=2.5~7.0的宽范围工作要求,提出了一种部分顶板转动+唇口平移的二元进气道变几何方案,并通过数值仿真对其总体性能和调节方法进行了研究。结果表明:采用激波依次封口设计概念的变几何进气道在高低马赫数下的总体性能较优,尤其具有良好的流量捕获能力。转动部分顶板的变几何方案拓宽了进气道工作范围,向后平移唇口可以实现超额定工况的起动和Ma=2.3的自起动。变几何进气道的调节方法简单、工程应用可行。

简介：聚合物基复合材料无缺口层压板压缩性能试验方法很多，不同方法都有其局限性，试验方法的敏感性也使得测定的结果不尽一致，近年来随着聚合物基复合材料在飞机结构中的应用不断扩大，高模量、高强度的新材料（如T700和T800）、新工艺不断涌现，复合材料单向性能（尤其是0°无缺口面内压缩强度）的测定也成为无缺口面内压缩试验关注的重点之一。本项研究旨在通过对不同无缺口面内压缩试验方法的对比，分析用不同试验方法所获得的单向0°无缺口面内压缩强度数据以及影响试验结果的因素，为设计和试验提供一个更适用于测定单向0°无缺口面内压缩强度的试验方法。

简介：直升机机动稳定性试飞和强度试飞都涉及过载试飞,但试飞方法有很多不同之处。对机动稳定性试飞和强度试飞中的过载包线试飞理论进行讨论,对不同试飞方法的特点、风险点、注意事项进行分析,可以为试飞提供参考意见。

简介：简要介绍了大型喷洒塔的功能组成，介绍了喷洒塔云雾参数标定的目的，给出了云雾参数标定方法，制定了标定流程，最后给出了部分标定结果，并对结果进行了分析，提出了建议。

简介：滑橇起落架在着陆过程中通过结构变形来吸收着陆功量而不产生结构破坏,因此迫切需要开发一套高效可靠的直升机滑橇起落架落震分析方法。基于显式动力学和接触算法,在考虑旋翼升力的影响和机身与弓形梁连接点处的弯矩传递问题的基础上,建立滑橇起落架落震分析模型。为提高仿真分析效率,搭建由二次开发软件、ANSYS和LS-DYNA组成的落震分析系统。在两种工况下对滑橇起落架进行了落震仿真分析,仿真结果与试验结果吻合较好,表明了滑橇起落架落震仿真分析方法的有效性。

简介：在热试验过程中，热流密度传感器的系数、准确度及稳定性对热模拟试验的实施和试验结果都有很大影响。只有对热流密度传感器进行精确标定或校准，保证传感器精度及准确度，才能确保试验数据的准确性。为此对辐射式热流传感器比对法校准的综合谱形、动态谱形和静态谱形等三种加载方式分别采用两种不同的数据处理方法，并对比六组数据，最终得出综合谱形加载方式和最小二乘法拟和求斜率的组合方案所得的热流传感器系数最接近实际值。

简介：基于机身壁板剪切载荷承力特性，给出一种机身壁板剪切载荷试验方法，该方法采用“D”字形装置模拟机身圆桶结构，通过合页将机身壁板和“D”字形装置连接组成单闭室盒段，以扭转单闭室盒段的方式施加机身壁板剪切载荷。为验证试验方法，设计加工了机身壁板试验件和试验装置．并完成了验证试验。试验实测应力与理论应力基本相符。且实测应力分布较为合理，证明了该方法是正确的和工程可行的。该方法已应用于C919飞机机身壁板剪切稳定性试验。

简介：为了准确测量液氧/煤油发动机试验过程中的液氧流量,在液氧主容器中设计、安装了铜-康铜热电偶传感器构成的分层温度测量装置。根据热电偶温度测量原理,分析参考端、接插件等因素对容器内液氧温度测量值的影响,提出改进措施,提高了容器液氧温度测量精度。

简介：为探讨高湍流度格栅的几何设计方法,采用基于非结构网格的大涡模拟方法,以单平面格栅为研究对象,计算分析了不同格栅稠度、几何形状、来流雷诺数及表面粗糙度下,格栅后湍流度、各向同性特征沿流向的变化。结果表明,格栅稠度对各向同性湍流度基本无影响,稠度增加能增加格栅初始湍流度;存在优化的格栅形状、与格栅尺寸变化相关的来流雷诺数及格栅表面粗糙度,能改善湍流各向同性特征,进而提高格栅湍流度。

简介：本文阐述了承受气密载荷机身壁板强度研究的特征。研究了气密使用载荷的确定原理和气密设计载荷的确定方法，并对使用载荷和设计载荷进行了实例演算。根据机身壁板长桁和框与蒙皮的位置关系，研究了蒙皮纵向应力和环向应力的计算方法，给出了试验应变和应力的转换关系，分析了影响蒙皮应力的关键因素。完成了包含载荷施加、试验件变形、试验方案、试验装置、试验结果分析在内的气密载荷试验方法研究，试验证明该方法是正确的和工程可行的。形成气密载荷设计、分析及试验验证的强度技术，可为机身壁板气密载荷试验方案制定和夹具设计提供参考。

简介：针对某样例无人直升机发动机转速采集波动的问题，进行了详细分析，制定了相应的改进措施，提出了信号滤波算法与计数均值改进算法。试验结果表明，改进措施可行有效，并可用于解决其他类似转速采集波动的问题。

简介：针对中介轴承振动故障信号微弱、较难提取的问题，提出一种基于小波变换的航空发动机中介轴承故障诊断方法：首先对中介轴承故障信号进行小波分解，得到各层细节信号，并对细节信号进行重构；然后对重构信号进行频谱变换，从频谱图上清晰观察出中介轴承的故障特征频率。对真实发动机中介轴承故障信号进行的实例分析表明，本文方法具有较好的降噪能力，较频谱分析更能突出中介轴承的故障特征。

简介：在载荷谱加重技术的内涵和疲劳试验加速原则的基础上，提出军用飞机结构疲劳试验载荷谱加重技术应用的方法与操作步骤，并对其技术应用的注意事项进行讨论，为载荷谱加重技术在军机金属结构疲劳试验中的应用构建技术框架。

简介：目前，针对不同类别仪器设备的校准已逐步实现自动化，但是，各自动化校准程序所使用的开发平台各不相同，且互不兼容，无法统一管理。校准流程中的各项信息没有统一的管理平台，无法实现信息的即时查询和管理。为了解决自动化校准工作的标准化和规范化问题以及校准流程中的信息管理问题，设计了一套通用自动化校准与信息管理系统。通过建立数据库，收集校准流程中的各项数据信息，实现信息的即时显示、查询和调用。依据检定规程或校准规范，开发各类设备的自动化校准程序，校准完成后生成格式统一的原始记录并自动生成校准证书。

简介：简述了翼型设计的基本方法，针对翼型设计方法的不足，提出了格子-波尔兹曼方法在直升机翼型设计中应用的思路。从基本原理和特性上介绍了格子-波尔兹曼方法，以典型翼型为算例进行了对比分析。经数值模拟表明格子-波尔兹曼方法在翼型计算时具有良好的精度，与传统CFD方法相比，计算过程中并行加速性更为明显，适用于大规模并行计算。其网格处理简单，程序编创简洁，能有效地提高直升机翼型设计效率。

简介：本文介绍了一种用于试验数据三维显示的数据映射方法——节点位移修正法。该方法通过迭代实现对有限元模型中测量点处的局部作用力进行修改，从而达到修正有限元计算位移值目的。文中介绍了该方法的具体实现途径及程序流程，并以某机翼为算例来验证算法及程序的可行性，算例中有效的减小了测量点上有限元计算值与测量值的相对误差，使数据替换后的位移场的现实效果相对平滑。

简介：为消减液氧/煤油火箭发动机试验过程中工艺管道的多余物,消除试车隐患,基于人机环境系统理论,从人机环境综合考虑,对多余物产生的主要环节进行分析,探寻工艺管道多余物产生的根源。根据集对理论,分析影响因素间的同一度、对立度、波动度,探讨人机环境因素间耦合关系,确定多余物产生的关键因素。针对多余物的人机环境关键因素,结合实际工作,制定液体火箭发动机试验过程的多余物控制及检查方法,有效减少或消除发动机试验过程多余物的产生,保证发动机试验过程顺利安全进行。