简介：利用FLUENT软件对一种直升机红外抑制器进行数值计算,并与实验测量值对比,计算值与实验测值基本相吻合,说明利用FLUENT软件对直升机红外抑制器数值仿真是可行得.这为进一步研究及工程设计提供有效的手段.

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：欧洲直升机公司德国部和北大西洋公约组织直升机管理局决定由戴姆勒-本兹航空公司(达萨)LFK导弹分部安装NH90直升机上的导弹发射探测系统(MILDS)。合同商定:研制和改进NH90直升机上的MILDSAN/AAR-60系统的费用为300万美元。

简介：从历史上看,机体、旋翼及动力是直升机三大关键部分,而传动系统中的减速器一直处于落后状态,存在主要缺点是:重量过大、噪声过大、寿命过短。所以1970年NASA路易斯研究中心与美国陆军机械系统技术局一起制定了“先进直升机减速器”研究计划,通过NASA、陆军、

简介：燃油泵调节器供油特性的优劣,直接关系到航空发动机能否可靠工作和充分发挥性能。某燃气涡轮起动机燃油泵调节器,为满足用户使用要求,需改变其起动加速供油特性。主要通过增加数控模块,利用其控制器和传感器来实现信号的反馈与匹配,再通过放油实现脉宽调制电磁阀对流量的修正,从而实现对燃油泵调节器起动加速供油特性的修正。最后通过试验验证了改进方法的可行性。

简介：欧洲空间局2006年4月11日宣布，格林尼治时间8时07分（北京时间16时07分），飞抵金星附近的欧空局“金星快车”探测器完成了减速过程，顺利地首次进入环金星椭圆形轨道。

简介：基于激光增材制造技术可快速、精确地制造出任意复杂形状零件的特点,以带复杂冷却内腔结构的航空发动机涡轮叶片为研究对象,对激光增材制造技术在涡轮叶片制备过程中的工程应用特点和难点进行了研究,并提出相应解决措施。研究结果显示,激光增材制造技术在降低零件制造成本和减少零件交货周期方面具有显著优势,但在材料力学性能、表面粗糙度、位置及型面公差、气膜孔收缩率及机械加工定位点等方面依然存在挑战。

简介：基于MESSENGER飞船的需要,开展了一种新型超轻贮箱的设计、制造和试验工作,整个过程分方案论证、分析与设计以及制造与试验三个阶段.第一阶段考虑了50多种贮箱结构,反复分析后确定了一种最有效的方案;第二阶段致力于防漩器、防晃板和贮箱壳体的设计与分析,包括用缩尺模拟试验确定防晃板的数目、尺寸与安装位置、防漩器和防晃板的载荷分析与结构分析以及壳体应力与断裂力学分析;第三阶段制造了一个鉴定试验用贮箱(以下简称试验贮箱)和四个飞行贮箱(三个飞行、一个备用).贮箱壳体、防漩器和防晃板分别采用固溶处理和时效(STA)的6AL-4V钛合金材料、6AL-4V钛合金板和退火6AL-4V钛合金环.壳体由四条周向焊缝连接,其中两条焊缝具有STA特性,另外两条经过退火处理.五个贮箱采用相同的工序和工艺.试验贮箱必须经过正弦和随机振动试验的品质检验,该检验项目还包括具有破坏性的爆破压力试验.所有飞行贮箱在清理和交货之前要经过模拟飞行试验.飞行贮箱包括附属组件在内不得超过9kg.超轻贮箱对于MESSENGER飞船计划的成功将起到至关重要的作用.

简介：建立考虑过载的流量调节器静态数学模型，研究过载影响调节器静态特性的规律，为预估过载对发动机性能的影响提供参考。研究表明：纵向过载单一因素引起的流量偏差、启调压降偏差与过载系数近似呈线性关系，过载不改变流量特性的线性度和负载特性差率。

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：本文描述了NASA格林研究中心开发研制一种最低程度介入的集成传感器的工作情况,该传感器是为了实现高温环境下实时应变、热流的测量.该传感器可封装为单一个体,可同时反映材料和组件的应力、应变等多种模式,这在发动机研制和确认阶段是非常有用的.一个主要的技术难题是把目前几种测量用的专一传感器结合起来,集成为单个的薄膜传感器.研究的最终目标是把传感器直接淀积(或生成)在发动机部件内部,或淀积在一个小而薄的基底膜上,可以把该膜粘贴在要测量的发动机组件上.目前已制造出了几个铂、铂-铑合金和氧化铝传感器样件,传感器安装在应力不变的氧化铝梁架上,在试验室进行了试验.本文讨论了设计、结构工艺及试验方面的技术难点,并列出了传感器的初步试验数据,同时还讨论了今后传感器的发展方向.

简介：推进剂利用系统调节器最初设计为非线性调节。鉴于非线性的一些缺陷,后来改进为线性调节。本文介绍了这种线性调节器的设计方法.本方法避开了复杂的解析计算,借用非线性调节器的试验数据,用半经验的工程方法解决了原认为难以解决的设计问题,在实际应用中取得了良好效果。

简介：分析了SB303全台压气机试验器排气道的变形原因，综述了修复方法和调整过程，并初步总结了非标准设备维修工作的一般规律。

简介：简要回顾了美国典型高超声速飞行器项目及其动力系统发展的历程,分析了其发展的态势、经验和教训。美国始终将高超声速技术作为航空航天事业发展的重要领域,高超声速飞行器和动力技术方案与国家战略及应用背景密切相关。为了降低技术风险,采取了多方案并行的研发模式。高超声速技术的研发应充分重视顶层设计,注重技术的继承性,发挥不同单位的技术优势,加强基础研究、关键技术攻关和实验设施建设。

简介：概述了微波电热推力器（MET）的系统组成和工作原理，回顾了MET的发展历程，重点介绍了美国MET的研究进展与现状、关键技术及其在潜在应用领域中的性能优势，关键技术有微波谐振腔工作模式的选取和谐振腔结构的设计，并根据国外研究现状．提出了国内微波电热推进的研究方向。

简介：详细推导了摩擦式减摆器的摩擦阻尼力矩和实际当量阻尼公式,分析了其阻尼特性。一方面,摩擦式减摆器的摩擦阻尼力矩跟速度无关,在结构尺寸及摩擦系数确定的情况下,只跟载荷相关。另一方面,摩擦式减摆器的实际当量阻尼随着载荷的增大而增大,随着摆振频率的增大而减小,随着摩擦系数的增大而增大。这种摩擦式减摆器安装在一种支柱式起落架上,其提供的实际当量阻尼在小载荷的情况下小于临界当量阻尼,滑跑速度大于6m/s时起落架有摆振的风险。在大载荷的情况下实际当量阻尼大于临界当量阻尼,起落架不会摆振。

简介：空天飞行器是航空航天领域重要的研究发展方向，主要有飞行器与发动机气动外形一体化设计、气动热防护、推进和制导控制四个系统性关键技术，本文仅对飞发一体化和推进技术进行研究与分析。首先从高超声速的定义人手，分析了空天飞行气动热和气动力的特点；然后比较了四种不同飞行器气动外形在性能、结构、制造、经济性和使用操纵方面的优劣，研究了不同类型空天组合动力技术的特点；最后从步骤、方法与措施等方面给出了空天飞行器及动力的发展建议。

简介：采用k-ε模型对二元管道中的蒸发式火焰稳定器冷态流场进行了数值模拟，研究了稳定器几何参数对回流区结构的影响，结果表明槽宽是影响回流区特性的主要因素，槽宽增大，回流区增长，但总压损失增大，而且稳定器边缘速度增大，不利于火焰稳定，所以应选择合适的槽宽使稳定器性能最佳。

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：变栅距光栅位移传感器传感部分反射的衍射光中心波长是由微型光谱仪进行解调的。为了解决传感器系统目前所用的微型光谱仪体积较大、成本高且针对性不够强等问题，本文对该传感器的信号解调部分进行了分析，并对其内部光路进行优化，制作了一个与传感器配套的微型光谱仪，光学分辨率为2nm。实验结果表明，用该光谱仪解调变栅距光栅位移传感器的信号时多次重复测量的位移差在0．08ram以内，传感器有着较好的重复性；且位移误差小于0．3mm，最大引用误差小于0．5％，满足设计指标。