简介：许多读者纷纷来信关注中国核战略方面的情况。本文在国内外大量公开报道的文章、书刊等资料的基础上整理而成。本刊并非证实或同意文中有关国外的报道和数据，仅供对此感兴趣的读者参考。

简介：研究了基于Flowmaster软件的直升机压力加油冲击压力仿真建模,将仿真结果与试验结果比较,采用地面压力加油泵进行建模,仿真计算冲击压力值远较试验值大;据此,提出采用恒压源代替地面压力加油泵的建模方法,仿真计算冲击压力值与试验值相差10%左右,满足了直升机压力加油冲击压力的工程计算需要。

简介：

简介：1990年8月2日凌晨，当伊拉克坦克隆隆地驶入科威特城的市区时，全世界为之震惊。对此美国做出强烈反应，组织多国部队开赴海湾，实施了“沙漠盾牌’行动、“沙漠风暴”行动和“沙漠军刀”行动。为配合这次政治、外交和军事行动，美国先后动用70多颗卫星，用于侦察、监视、通信，导航及气象支援等勤务保障，有效地配合了地面上的军事活动。早在7月29日，即伊拉克入侵科威特的前4天，

简介：美军实施空中突击作战最早是在越南战争中崭露头角。尽管美军在越南战场上蒙受了巨大损失，但利用直升机实施空中突击作战成为美国陆军在越南战争中的唯一亮点，被称为在越战中最具标志性的作战样式，是越战中美军在战术上所取得的最大进步和创新。从1950年到1965年，美军空中突击作战力量由最初的梦想逐步变成以第1骑兵师为标志的实现，

简介：潜艇一向以机动性强、隐蔽性能优越著称，自二战结束以后成为各国海军部队中的“宠儿”。近年来，亚洲诸国海军都在竞相大力发展这支水下力量，其中日本、印度、韩国和朝鲜等国的潜艇部队有着较强的战斗力。

简介：水击压力数据采集系统是为液体火箭发动机地面试验设计的。阐述了系统设计指标、功能、原理、应用软件开发及系统集成后的调试方法。该系统具有数据采集、信号转换、瞬态参数信号调节、高速采集、数据实时显示及数据分析处理功能。实现了多路参数高速、数据实时显示及数据分析处理，测量精度高，性能稳定可靠，操作简便，能快速响应控制信号，各项性能指标达到了设计要求。

简介：70年前的1933年1月30日，民族社会主义德意志工人党(NSDAP，纳粹党)在德国大选中获胜，阿道夫·希特勒当选德国总理，由此一个战争策源地在欧洲形成。欧洲乃至整个世界将陷入第二次世界大战的腥风血雨之中……

简介：采用"桨叶表面预先压槽,再粘贴片式压力传感器并粘胶带再开测量孔"的方法测量旋翼模型桨叶表面压力,在8mx6m风洞完成了地面悬停和风洞前飞试验,研究了桨叶表面压力测量技术和数据采集处理技术,获得了桨叶表面特征剖面的压力分布,建立了实用的旋翼模型桨叶表面压力测量试验技术.

简介：脉动压力测量在液体火箭发动机地面试验中占有重要地位,它在判断发动机故障方面起着重要作用.介绍了一种用一只压力传感器既测稳态压力又测低频脉动压力的方法,这是发动机地面试验参数测量领域的一项新尝试.文中着重论述测量系统构成、仪器选则、校准方法及实现过程.

简介：在无人交通工具系统国际(AUVSI)协会最近召开的一次研讨会上．美空军部长对于无人机在未来战争中的使用给予了乐观的预测。他说，“需要高度注视无人战车和无人驾驶飞机，应把它们作为新型的军事装备力量。”他还赞扬了美国一直坚持在实战条件下试验无人机系统的做法。认为正是由于“捕食者”和“全球鹰”等一些无人机在实际作战中的出色表现，改变了过去不准备把无人机作为主要空中力量的想法，进而将无人机作为有人和空间系统的补充，并使它他们在战场上发挥出更理想的效果。

简介：从航空发动机高空模拟试验台模拟压力要求出发，介绍高空台排气系统的作用、组成和排气系统的流通，对抽气机和排气扩压器的特性作了概述，对高空舱后压力PD调节系统、Ⅰ级抽气总管压力PM^*调节系统作了说明，叙述发动机稳态试验、加力过渡态试验、加减速过渡态试验时高空舱后舱压力PD和Ⅰ级抽气总管压力PM^*控制方法，指出发动机在稳态试验和过渡态试验时高空舱后舱压力PD的影响因素和排气系统自动调节阀（999）在管网中的安装位置。

简介：通过试验研究和理论分析,研究了不同供应压力对气体在管路中充填特性的影响。试验结果发现,在文氏管喉部气体流速等于音速的前提下,且气体介质和文氏管喉部截面积不变时,在压力变化的初始阶段,供应压力的变化对产品喷前建压和泄压时间影响不大;通过理论分析得出供应压力与气体管路充填特性的关系,找到不同压力下快速确定气体管路充填特性的方法。

简介：基于多子区平行压气机彻体力模型，就某风扇特性和S2流面计算结果进行了气动稳定性的评估与分析。介绍了进口流场畸变对风扇稳定性影响的数学模型，并阐述了该模型的求解方法；计算和分析了压力畸变对风扇稳定性影响的结果，并讨论了压力畸变在风扇系统中的传递和分布情况。计算结果表明：风扇在相对换算转速75％下稳定裕度储备可能不足；中低转速下的导叶调节规律需要优化，同时还需对中低转速下的总体匹配做进一步分析。

简介：依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。

简介：针对换热器设计中如何合理兼顾传热效率和压力损失的难题，以矩形流通截面的燃气-水列管式换热器为对象．从理论上分析了设计参数之间的内在联系。揭示了换热面积与燃气流通面积、横向管间距、换热管直径之间的匹配关系．建立了基于压力损失和传热计算的耦合设计方法。这种方法已成功应用于某大型燃气冷却器的设计，也可供其它换热器设计时参考。

简介：介绍了发动机试验水击压力测量的重要性，水击压力传感器进行现场校准方法研究的必要性。通过分析水击压力产生机理、水击压力传感器测量原理，以及对国内外动态校准系统比较分析，设计了水击压力传感器现场校准系统，提出水击压力传感器现场校准装置设计指标、工作方式，校准装置设计难点，同时介绍了现场校准系统的关键技术。并重点论述了水击压力传感器现场校准方法，对水击压力传感器现场试验数据和发动机试验数据进行了比对，分析了水击压力现场校准装置的设计可行性。最后利用校准装置进行了水击压力传感器现场校准试验，对现场校准数据进行计算分析，得到水击压力传感器灵敏度系数、系统校准曲线和上升时间等。还针对试验中水击压力测量干扰信号提出了抗干扰措施。

简介：针对空间压力容器常规设计方法难以满足航天技术快速发展对轻质量、低成本、高可靠的需求,基于可靠性理论中应力-强度干涉模型,建立空间压力容器可靠性设计数学模型。结合某型号钛合金球形气瓶随机变量统计数据,开展了气瓶可靠性定量设计。计算结果表明,可靠性定量设计方法能够给出产品可靠度定量指标,并在一定程度上降低空间压力容器结构重量。

简介：在畸变试验的动态数据采集中，背景噪声和其他干扰信号常常伴随有用数据进入采集系统，为了较准确地获取有用数据，必须对原始数据进行数字滤波处理。本文主要介绍在数字滤波器的设计中，其参数选择对数据处理结果的影响。

简介：介绍了一种用8098单片机处理不对向测量五孔压力探针信号的测试仪器，它可以直接用数码管显示所测空间流场的总压、静压、α角、β角、速度和各测孔压力值，由于采用了高精度的带温度补偿的压力传感器，前置放大器，提高了仪器的测量精度，该仪器输出有串口和并口，容易实现快速记录和与上位计算机通讯。本仪器可通过圆柱三孔压力探针及速度管对空间气流的α角、总压、静压和速度进行测量，所以该仪器是一台多功能的测试仪。