简介：本文介绍了几个不同的空气动力学和动力学模型计算旋翼需用功率的方法,并以SA349/2小羚羊直升机旋翼为算例,进行了不同模型计算结果与飞行试验结果的比较。结果表明,气动模型对预测的旋翼需用功率影响不大,三种组合模型预测的旋翼需用功率与试验结果都吻合得很好,刚性桨叶模型的误差在10％以内,而弹性桨叶模型的误差则可降到5％以下。

简介：本文概括了设计及工艺上的因素对膜式空气雾化喷咀喷雾分布均匀性的影响。燃油流路是最重要的，包括燃油成膜均匀性，环形间隙均匀性，轴线相交，燃油旋流角以及燃油通道出口边缘形状和缺陷。空气流路对影响，但较弱些，轴线相交是重要的，空气扰流器的叶片数目（尤其内扰流器）不可大少，外空气罩边缘应为圆角。

简介：气候环境试验室飞机平台上的发动机开车试验是在不同环境因素下，对发动机及其协同工作的各子系统的环境适应性进行的全面考核。为了保证发动机开车试验的顺利实施，实验室的宅气补偿系统与尾气排放系统必须满足发动机开车试验的用气和尾气排放需求，以保证试验持续、安全、有效的进行。本文对发动机开车空气补偿系统和尾气排放系统的组成及工作原理进行分析，给出各系统的性能要求，并对尾气排放系统中拟采用的降温、降噪方式提出建议，为系统详细设计提供技术支持。

简介：简要回顾了飞机结构健康监测（SHM）技术的发展背景、特点及可能的应用效益，探讨了飞机SHM系统的要求，讨论了飞机SHM技术进展、国内外研究及应用概况、存在的差距及发展趋势。

简介：直升机振动健康监测指南（CAP753）是直升机HUMS系统设计与使用的重要技术标准。CAP753对HUMS系统的安装、系统的能力，地面站系统的能力，交付系统性能的修改与确认，系统的服务支持和系统的使用等方面，都给出了详细的建议。文章从产生背景，特定的技术术语，指南主要内容等方面详细介绍了CAP753，希望能对我国自主HUMS系统的研制有一定的启示作用。

简介：运用红外热像检测技术的被动式检测方法，跟踪捕捉应力一温度集中区，用于试验的应力监测。通过试验得到的相关数据与相关案例数据，做了探讨及可行性分析，构想利用红外热成像技术，实现对飞机疲劳试验的结构健康监测。

简介：推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性，研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要。对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究，获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭／冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力。结果表明：所研究的模型在火箭发动机模态下，火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力；火箭／冲压发动机共同工作条件下，推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和；冲压模态下，动力系统的推力随余气系数减小而增大；理论计算与试验结果相符。

简介：某型航空发动机涡轮叶片高低周复合疲劳试验中,对考核部位振动应力的监测与控制是试验的难点之一。本文采用监测振幅的方法,并结合试验中的测量数据,对施加高低周载荷的试验系统进行数值模拟计算和分析,得到了试验测量振幅与考核点振动应力的关系。从而将试验中可测量和不可测量联系起来,为试验研究和试验数据处理提供了依据。

简介：通过分析及试验，研究了燃烧室出口温度场周向测点布置与掺混孔间的相对位置对出口平均温度、出口周向及径向温度分布测量结果准确性的影响。结果表明：（1）在渗拽孔正下游及相邻掺混孔正中间位置、分别安排一个周向测点，能准确地测出出口温度场；（2）在相邻两掺混孔间，距每个（或某个）掺混孔中心平面横向距离为1/4孔间距位置，分别安排一个（或仅安排一个）周向测点，能获得准确的出口平均温度及出口径向温度分布。但不一定能获得准确的周向温度分布；（3）仅在每个掺混孔正下游或仅在相邻两掺混孔正中间位置，安排一个周向测点，均不能获得准确的温度场测量数据。

简介：深梁受力机理及影响因素之多决定了深梁计算的复杂性。由于存在纵向纤维挤压和截面的翘曲，深梁不能简单的应用材料力学细长梁纯弯曲应力的计算公式。虽然，深梁计算理论中已有了各种各样的方法，包括级数解法及差分法、有限元法，但应用上，这些理论过于复杂，本文从弹性力学半平面体受集中载荷作用的计算理论出发，推倒出一种简单且易于实现的四点弯曲深梁计算公式，可为工程设计人员在设计深梁时借鉴。

简介：舰机适配性设计中的航空保障系统对舰载机群进行使用保障和维修保障的过程中,由于舰船甲板空间不足、备件不足、机务人员不足等原因,导致直升机不能及时得到保障,将这些因素抽象为舰船上保障点不可用。通过考虑舰船上直升机群保障过程中的保障点失效情况,提出一种保障点失效应急重构策略生成方法。建立了保障点失效干扰模型,运用拉格朗日松弛法对模型中保障点数量约束进行松弛,采用次梯度优化算法求解拉格朗日对偶问题,并结合启发式算法给出保障点失效的应急调整方案。最后,以舰载直升机机群任务出动保障作为案例,验证了方法的有效性。

简介：主要研究了小标距光纤布拉格光栅（FBG）在应力集中部位的应变场监测。通过对光纤光栅反射光谱的分析来获得应力集中部位的应变值，实现了对光纤光栅粘贴区域中应力集中最严重点的应变及应力集中系数的测量，试验结果与理论结果一致性较好，为应用小标距FBG监测结构应力集中部位应变场及塑性应变奠定技术基础。

简介：针对某型无人直升机超视距飞行需求,提出基于Vega软件平台开发一套无人直升机视景监测系统,给出了系统的设计方案及构建流程,论述了视景模型建立、Vega场景模型配置以及Vega实时驱动等关键技术的实现,并完成了系统的开发。飞行试验表明系统满足无人直升机超视距飞行监测所需的实时性及真实感要求,有效地提高了地面监测效率。

简介：直升机旋翼系统故障诊断在直升机故障诊断中占有很重要的地位.本文采用试验方法及BP神经网络完成了旋翼故障识别和程度识别,为我国直升机旋翼诊断和神经网络在直升机故障诊断中的应用打下一定基础.

简介：氧供应系统是水蒸汽发生器装置的重要组成部分，氧供应系统的状态对水蒸汽发生器装置工作可靠性有很大影响。从发生器氧系统故障案例入手，重点分析了水蒸汽发生器氧气系统冷态调试与热试车的数据，定位了由于氧系统状态异常导致水蒸汽发生器发生故障的原因，提出了保障发生器氧系统健康状态的监测方法与保障措施。分析表明，为确保氧系统健康状态，应重点关注调试时氧气压力变化独立性以及热试车压力曲线与历次试车状态的一致性。

简介：首先求解碳纤维复合材料的兰姆（Lamb）波频散方程，得到频散曲线，优选对复合材料分层或脱粘损伤敏感的压电激励模式和激励频率，提出了基于幅值衰减算法的损伤定位方法，通过短时傅立叶变换，将信号转换为时频分布，提出了另一种损伤定位方法；通过附加质量模拟损伤试验，验证、比较了提出的损伤定位方法，该方法具有工程应用价值。

简介：本文简要介绍了Instron疲劳试验机的扩展功能及裂纹监测仪电路控制原理，阐述了将裂纹监测仪输出信号连接到试验机控制器，通过控制软件设定“数字输入事件”的响应动作暂停试验，实现准确记录初始裂纹发生时试验循环次数的试验测控技术。

简介：脱粘损伤是复合材料结构中最为常见的损伤之一，由于其目视不可检，因此对飞行器的结构安全存在着严重的威胁。基于声一超声原理的兰姆（Lamb）波损伤监测方法是利用压电传感器的压电效应，以粘贴在结构中表面的压电传感／驱动阵列作为激励器在板类结构中激发一定形式的兰姆波，通过采集和分析结构的响应来监测结构状态和损伤情况。该技术方法把离线、静态、被动的检测转变为在线、动态、实时的健康监测，被认为是最具有应用前景的结构健康监测方法之一，尤其在航空航天飞行器结构健康监测研究中得到了广泛关注。本文以T型加筋复合材料板为研究对象，将时间反转理论应用于基于兰姆波的脱粘损伤监测技术中，提高了信号在板结构中有效成分的能量，从而解决其低信噪比的问题。同时，还利用时间反转对波源的自适应聚焦能力与图像处理技术相结合，通过信号中有效成分的能量聚焦来对T型加筋复合材料板中的脱粘损伤及其扩展情况进行图形显示。结果表明，该方法可有效针对复合材料的脱粘损伤及其扩展情况进行监测，这对飞行器结构在线健康监测有着重要的意义。

简介：基于静电感应原理,结合航空发动机尾喷管结构和模拟实验环境要求,设计了一种用于气路荷电碎屑监测的静电传感器。通过荷电碎屑模拟实验,证明了该静电传感器监测荷电碎屑的有效性,并分析了碎屑荷电量、碎屑与探极表面相对位置对传感器输出的影响。结果表明：碎屑荷电量越多,传感器输出电压幅值越大;同一轴向位置,随着碎屑与探极表面径向距离的增大,传感器输出电压幅值迅速减小;碎屑与探极表面径向距离一定时,碎屑与探极末端轴向距离越大,传感器输出电压幅值越小。此外,还进一步分析了实验过程中一些难以避免的影响测量结果的因素。

简介：随着声发射技术的发展,声发射技术在工程无损检测上的运用日益广泛.本文对声发射技术的应用现状、基本理论及在直升机某型机防扭支架疲劳试验裂纹监测中的应用进行了介绍.希望通过应用声发射技术,能及时捕捉疲劳裂纹形成和扩展的过程,给判定疲劳试验件是否破坏带来更准确、客观的依据,从而能为直升机动部件和结构件的准确定寿提供一种科学的辅助手段.