简介：霍尔电推进具有推力密度大、推力功率比大、比冲高及系统可靠等优点,在20世纪60~70年代突破关键技术、完成空间试验后,在俄、美、欧等航天器上获得大量应用,执行位置保持、轨道转移、轨道调整和深空探测主推进等任务。目前,100W级到5kW级功率的霍尔推力器已经实现在轨应用,100kW功率的霍尔推力器已在研制中。针对未来载人深空探测、GEO卫星、低轨和超低轨卫星及轨道机动飞行器等任务需求,霍尔电推进朝着更大功率包络,更强多模式调节能力,更高性能,更长寿命及推进剂多样化等方向发展。在分析霍尔电推进技术特点和适用任务后,对国内外霍尔电推进技术的发展现状、任务应用等进行了综述,最后对霍尔电推进的发展趋势进行了展望。

简介：摘要：本文描述了加热带的设计思想方法以及应用范围，给出了加热带设计功率计算方法以及匀热层厚度的确定，通过数值建模仿真计算确定了加热带的电阻丝间距。试验表明电阻丝加热带在热试验中安全、可行。

简介：直升机实测载荷谱的准确性是结构疲劳评定的关键。疲劳载荷的随机性特点，使得判断其准确性存在困难。以往设计员只能定性地去判断飞行各架次载荷的分散性，对数据的差异只能被动接受，这使得最终编制用于疲劳评定的载荷谱的精度不高，从而影响疲劳评定结论。提出了一种对实测载荷谱载荷统计检验的方法，通过计算载荷子样的置信度，以控制置信度水平，达到提高实测载荷谱精度的目的。

简介：管路连接操作在液体火箭发动机组件液流试验中非常频繁,为了提高试验效率、降低试验过程中密封件的损耗,需要将现用的连接方式进行改进,而高压快速连接接头在国内市场并没有成品。因此,结合实际操作对液流试验用的连接接头进行了重新设计,并经过不断改进和验证,达到了快速、可靠的连接目的。

简介：飞机在飞行过程中受到复杂的外载激励，使得客舱地板振动较大，为满足现代飞机舒适性要求，需要采取措施减小其振动，因此需明确其振动来源。本文重点针对某型飞机实际航线的飞参数据及实测振动加速度数据，通过Matlab编写程序，从时域分析和频域分析两方面人手，对客舱地板进行振源分析与研究，为后续减振方案提供理论支撑。

简介：运用MSC．Patran和MSC．Nastran分析软件，建立了热激励设备的三维单元模型，通过面一面辐射计算得出照相区域温度分布，同时，为了确保温度均匀，在照相视宽不变的前提下，把热激励设备底端周向变大，使得结构由圆筒形式改为圆台形式，圆台内壁面对照相视域增加热的反射效应使得该区域温度趋于均匀。此研究的方法在结构热强度试验装备的设计中具有较大的应用潜力。

简介：研究了树脂砂低压铸造工艺理论与原理,结合工艺试验得到了铝合金ZL104涡轮泵出口管树脂砂低压铸造工艺规范。采用该工艺规范制造的铝合金ZL104涡轮泵出口管已用于CZ-5和CZ-7运载火箭液氧煤油液体火箭发动机之中,CZ-5和CZ-7运载火箭已通过了飞行考核,液氧煤油液体火箭发动机工作正常。由此表明：铝合金ZL104涡轮泵出口管树脂砂低压铸造工艺是合理、正确和有效的。

简介：结合改进前粉末冶金涡轮盘的破裂情况、断口分析和破裂转速分析方法,从提高总体强度、降低局部应力和应变、降低残余变形、控制加工工艺等方面,采取增大倒圆、增加辐板厚度等方法对粉末合金涡轮盘进行了结构和工艺上的改进。通过对比分析改进前后涡轮盘的局部应力应变、整体屈服强度储备和残余变形,及后续的涡轮盘破裂转速试验均表明,本文采取的改进措施效果明显,能显著降低破裂位置处的局部应力、提高径向屈服强度及降低盘缘残余变形。

简介：为满足新型吸气式发动机研制对于试验系统高压大流量超声速来流模拟条件下气体流量的准确测量和现场校准的迫切需求,设计了一套基于高压、大流量p.V.T.t法和比较法的流量现场校准装置（以下简称现场校准装置）,通过原级p.V.T.t法与次级标准音速喷嘴相结合的方式,实现了压力3~23MPa和流量1~60kg/s条件下音速喷嘴流量系数的校准、溯源和试验系统空气流量准确测量,高压空气大流量现场校准装置扩展不确定度为0.84%。

简介：基于CAMRADⅡ软件，建立自由尾迹耦合柔性多体动力学的弹性桨叶结构载荷分析模型，针对某直升机旋翼桨叶结构设计与载荷分析问题，开展桨叶结构参数与桨叶载荷水平的相关性研究。通过典型飞行状态，包括超扭状态和大前进比前飞状态，研究桨叶剖面挥舞刚度、摆振刚度、扭转刚度等参数的变化对桨叶挥舞与摆振方向载荷水平的影响，并分析由结构共振引起的桨叶载荷突增现象。

简介：在直升机飞行中，为保证机组人员的生理健康和机载设备的正常运行，需为座舱创造适宜的温度环境。采用传热计算方法得到直升机座舱稳态热载荷并确定空调的制冷量为4000W，分析得到太阳辐射热载荷是影响座舱稳态热载荷的主要因素，适当降低座舱透明表面面积有助于减小空调的制冷量；通过对比空调试飞数据，验证此计算方法的可行性。

简介：密封制造工艺技术中心是航天科技集团第六研究院唯一的密封技术专业支撑机构，主要承担航天橡塑密封及金属密封机理研究、密封设计与制造、密封材料研制等任务。为进一步贯彻落实航天科技集团公司和航天六院工艺振兴计划，重点围绕型号需求和技术发展，搭建密封技术交流平台，开展技术交流活动，充分发挥技术创新。

简介：通过分析耐蚀软磁合金1J116与奥氏体不锈钢0Cr18Ni9Ti的物理性能、化学性能、化学成分及微观组织,探究了两种钢的可焊性。分析了某型号液体火箭发动机用冷气关断阀外壳体部件的结构,合理地设计了定位工装和散热工装。通过舍弗勒组织图分析了焊接参数对焊缝组织及性能的影响,制定了合理的焊接工艺。通过应力与变形机理分析,设计了合理的焊接顺序。经以上工艺攻关,成功焊接了一批产品,经外观检验和氦质谱检漏试验,焊接合格率达到100%。

简介：摘要：在进行热效应的模态分析中，热应力可以视为预应力。本文比较详细地描述了MSC．Patran平台下建立波纹管结构有限元分析模型的方法，应用MSC．Nastran软件进行了两种模态分析，第一种是仅考虑因温度导致的刚度降低引起的波纹管固有特性变化；第二种是在第一种基础上考虑了热应力和波纹管内部压力，处理方法是首先进行应力分析，获得预应力效应矩阵，并将外部载荷转化为结构的额外刚度，再通过MSC．Nastran非线性求解模块进行包含预应力的模态分析。结果表明，结构温度发生显著变化并引起热应力，进一步影响到结构的固有振动特性。

简介：在推进剂燃烧的建模上,传统的热力计算方法一般基于总焓守恒求解定压绝热燃烧温度和平衡组分,不能考虑壁面传热;在燃气流动的建模上,通常采用的冻结流模型认为本地的组分及热物理性质与燃烧室瞬时一致,忽略了这些参数因来流气体与本网格滞留气体掺混带来的随时间的缓变效应。提出了一种新颖的可以考虑壁面传热的基于总能量守恒的化学平衡流计算方法,运用Fortran2008语言,采用面向对象编程方法建立了化学平衡流燃气发生器管道的模块化仿真模型,并将该模型应用到一个包含42个组件的涡轮试验台气路系统的建模与仿真中。与早期模型仿真结果及试验数据的对比发现,新模型的仿真结果有一定改进,更加接近试验数据。

简介：机床结构过于笨重不仅会增加制造成本，而且会影响加工性能。本文针对某数控机床的五个部件分别进行了优化设计，总计减重331．35kg，并且对优化后的结构进行了分析校核，表明优化后结构的刚度没有发生明显折减，优化结果是成功的。

简介：针对当前高速摄影系统不能保证采集的高帧频图像中所有目标物体聚焦清晰的特点,提出了一种基于小波变换的图像融合算法,对快速小波变换后得到的低频系数与高频系数采用一种改进型的融合规则进行算法仿真实验,并与传统的图像融合规则对比分析。

简介：摘要：本文针对某机载控制设备，讨论了随机振动分析中机载设备结构以及减振器结构的仿真方法。采用Nastran分别对有减振器结构和无减振器结构进行了随机振动分析，得到了结构在机载振动环境下响应的加速度功率谱密度函数，通过对比研究说明了减振器对该结构具有较明显的减振效果。仿真结果合理可信，可以帮助和指导后续的减振器选型、环境振动试验以及进一步的结构改型。

简介：在对结构特性进行论证与分析时，我们通常要对其做动态特性试验，所用方法中较为成熟和简便的就是频响函数法，这种方法一般需要施加人工激励，这和结构实际工作过程中的激励源有所不同。为了能够更加真实地了解机械系统在工作状态下的结构特性信息，文章探讨了一种时域识别方法-EAR法，并对某型机部件的飞行数据进行分析。试验结果表明，应用ERA算法对直升机飞行状态下的结构进行试验模态参数识别，取得了良好的效果，具有工程使用价值。

简介：在结构热试验中为了更准确地模拟高速飞行器的受热情况，需要采用全方程热流密度控制方法。该控制方法将地面结构热试验与理论计算相结合，可考虑到气动加热与结构热响应的实时耦合效应，能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对模拟气动加热过程实施快速、准确的动态控制。采用该方法对某热试验进行控制，将试验结果与温度场分析软件计算结果进行对比，结果符合良好，验证了全方程热流密度控制方法的准确性，提高了结构热试验模拟精度。