简介：针对粗糙集理论应用于航空发动机磨损故障诊断的关键问题——连续属性离散化映射，提出了一种考虑属性重要性的基于熵的连续属性离散算法。该算法中，给出了一种衡量连续属性重要度的方法，克服了基于最小熵标准选取断点时最小熵对应多个断点难以取舍的问题，并选用IRIS数据对算法进行了分析和验证。最后，将该算法应用到发动机故障诊断中，自动提取得到了发动机的磨损故障知识，并对待测样本进行了验证，表明了算法的有效性。

简介：电推力器在国际上已得到广泛应用.目前应用的电推力器,启动时间较长,无法用于需要快速响应的场合.空心阴极是造成电推力器启动时间较长的根本原因.无加热器阴极是一种新型空心阴极,可使得电推力器的启动时间缩短至1s之内,大大提升电推进系统的响应特性,而且还可以提高电推进系统的稳态工作性能和可靠性.本文介绍无加热器阴极的基本工作原理和应用优势,详细论述无加热器阴极的研究进展,提出突破无加热器阴极技术需要攻克的关键技术.

简介：以甲烷(CH4)为碳源先驱体,以三维针刺碳纤维预制体为沉积基体,研究了化学气相沉积(chemicalvapordeposition,CVD)工艺过程中沉积时间、沉积压力以及预制体厚度对热解碳界面层沉积厚度的影响,并在此基础上优化了在碳纤维表面制备合适厚度的热解碳界面层所需的CVD工艺参数。结果表明,针对现有反应腔体,5mm厚碳纤维预制体试样,采用1000℃的沉积温度,CH4流速500ml/min,沉积时间10h,沉积压力5kPa,可在预制体内外碳纤维表面沉积得到厚度合适的热解碳界面层;当碳纤维预制体厚度增至10mm,则沉积时间应延长至15h,压力维持不变,可沉积得到合适厚度的界面层。

简介：采用中温模拟级性能试验器，试验研究了高反力度涡轮转子叶尖间隙对涡轮级性能的影响，获得了转子叶尖间隙对涡轮级性能的影响规律。通过对试验方案进行数值计算分析，并与试验结果进行对比，验证了数值计算分析方法的合理性。研究结果表明，当涡轮级反力度较高时，随着相对叶尖间隙的减小，其对涡轮性能的影响越来越明显；转子叶尖间隙变化对导向器喉部流通能力也会产生一定影响。

简介：200吨级大推力氢氧发动机是重型运载火箭的基础,是航天强国的重要标志.与以往氢氧发动机相比,大推力氢氧发动机推力量级和结构参数均有大幅度提高,是目前世界上推力最大的高空发动机,发动机的设计、生产和试验技术跨度大、要求高,需要开展一系列的技术攻关工作.根据200吨级大推力氢氧发动机技术特点,介绍了发动机的总体技术方案,根据发动机技术特点和使用要求,梳理了一批制约发动机技术水平提高、系统方案优化和工程实施的关键技术,并提出了解决途径.

简介：基于多级轴流压气机的逐级特性，建立了一种预估多级轴流压气机在均匀进气和周向畸变进气条件下的喘振边界的一维数值模拟方法。根据动态压缩系统模型，对一台两级风扇的喘振边界进行了数值预测，与基于李亚普诺夫理论的线化一维模型和试验结果的比较表明，该模型能较为准确地预估多级轴流压气机的喘振边界。对畸变进气条件下两级风扇稳定性进行的详细数值分析表明：进气总压畸变在流动过程中会生成总温畸变并伴随着总压畸变的衰减，进气总温畸变则会生成总压畸变并伴随着总温畸变的衰减；反向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减快稳定裕度损失小，而正向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减慢稳定裕度损失大。

简介：为提高航空发动机某工作点的模型精度，并拓宽航空发动机在该工作点控制包线的范围，可应用非线性模型来描述该工作点的动态过程。基于该非线性模型，首先应用Lyapunov稳定性定理设计出一组控制器，然后应用广义Gronwall-Bellman引理的方法完成该控制器性能验证。仿真研究表明：系统响应速度快，能有效抑制干扰，具有良好的跟踪性和鲁棒性，验证了该设计方法的有效性。

简介：阐述了诱导轮参数化三维造型的意义和现状,应用自主开发的PIND-2D软件进行诱导轮的二维水力设计,并分析了诱导轮三维造型结构特点。在此基础上,采用C++编程语言,在Pro/TOOLKIT环境下对Pro/E进行二次开发,并采用动态链接库方法实现程序与Pro/E和MFC之间的数据接口,成功开发出了诱导轮参数化三维造型软件,提高了诱导轮设计的效率和质量。

简介：某型氢氧发动机氢涡轮泵采用了超二阶临界转速工作的柔性转子,为了解决氢涡轮泵研制中发生的次同步振动问题,采用氢涡轮泵空转试验的研究方法,通过布置在涡轮泵机组不同位置的位移和加速度传感器,获取转子的工作信息,对轴系预紧力、密封动环安装位置、轴系相关零件的配合间隙、金属阻尼器等影响因素进行了研究和试验。试验结果表明,增加轴系预紧力对抑制异常频率的出现有较为明显的作用;密封动环的安装位置与轴承的距离越远,越容易激发出异常振动频率;适当增加轴套与轴的配合间隙可减小轴系的内摩擦,进而提高轴系稳定性裕度;金属橡胶阻尼器的采用对抑制异常振动有明显效果。

简介：酚醛树脂作为一种烧蚀材料,凭借其耐高温的特性应用于航天器防热系统,其防热性能在工程实际中需进行考核。以某航天器一段包覆80纤维布/酚醛树脂的液路管路作为研究对象,以定热流为边界条件,采用仿真计算和热流试验的研究方法对空导管以及注水导管的温度场进行研究:仿真计算得出导管表面平衡温度分布以及导管表面具有代表性某点瞬态温度变化;为验证仿真计算的准确性,进行了热流试验,得出了导管表面以及水中温度测点的瞬态温度变化;根据热流试验的温度结果,分析比对了热流试验对仿真计算的验证情况。研究结果表明:80纤维布/酚醛树脂的防热性能符合温度指标要求;仿真结果和热流试验结果一致度良好,证明了仿真计算的合理性和准确性。

简介：多模式霍尔电推进具有多个工作模式,调节能力强,相对于20世纪80年代以来广泛应用的只有一个工作模式的霍尔电推进器,其优势明显,能很好地适应诸如GEO卫星轨道转移和在轨位置保持,以及深空探测器和空间运输平台的主推进等多种任务,因此得到了广泛研究和应用.国外多模式霍尔电推进发展现状和趋势对我国多模式霍尔电推进的发展具有重要的启示作用.针对我国航天器对电推进的迫切任务需求,定量分析应用多模式霍尔电推进的收益,提出我国多模式霍尔电推进发展的建议.

简介：结合某液氧液氢发动机实际飞行中二次工作段入口液氧温度升高和推力下降现象,分析了液氧温度对发动机性能的影响方式和修正方法.通过过冷液氧的发动机试验,对液氧温度影响性能的两种方式分别进行了修正,可将某液氧液氢发动机二次工作段推力与一次工作段的偏差降低约24％,将发动机飞行燃烧室压力与交付值的偏差降低约8％.

简介：产品数据管理（PDM）系统通过包含产品结构信息的物料清单（BOM），来进行设计、工艺、制造等环节数据的组织和管理，由此产生了设计BOM（EBOM）、工艺BOM（PBOM）和制造BOM（MBOM）等。若产品试验过程数据按BOM来组织和管理，则可与设计、工艺、制造等环节关联，构建产品全生命周期数据管理。就试验BOM（TBOM）进行了深入研究，即从EBOM入手，依靠中性BOM（NBOM），最终演变成TBOM。通过对TBOM的维护，可满足不同企业对试验数据管理的需求。

简介：提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dualrocket-basedcombinedcycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。

简介：本文介绍了在飞机疲劳试验中，飞机蒙皮表面裂纹在早期闭合状态下无损检测方法的研究内容，确定了一种检测方法，制定了合理的检测工艺，对今后飞机蒙皮表面裂纹的尽早发现提供了具体的检测方法及工艺。

简介：飞行器中很多部件采用多层结构来提升力学性能，当这种多层结构遭遇高温环境作用时，由于各层材料参数不匹配，在这类结构中会产生很大的热应力，导致结构出现裂纹甚至发生破坏。为了更好的研究高温环境中各层结构的热应力分布情况，本文从理论角度推导了线性温度场作用时多层结构的热应力分布，进一步分析温度梯度、各层结构厚度改变后热应力的变化规律。

简介：介绍了确定液体火箭发动机制造工艺和过程关键特性的方法。运用FMECA法分析和研究了液体火箭二级发动机设计关键特性、工艺关键特性和过程关键特性,识别出三类关键特性242项,在此基础上总结出了液体火箭发动机工艺关键特性与过程关键特性判别准则,即策划与甄别准则。该准则可有效推进液体火箭发动机的精细化管理,为发动机成熟度进一步提升打下了基础。

简介：在某型发动机进口空气流量测量中，设计了一种组合测量耙，对发动机进口空气流场和附面层压力分布同时进行测量。组合测量耙的测点分布依据飞行台被试发动机附面层特性模拟计算结果，结构形式有效减少了测量耙的数量及安装空间。试验结果表明，利用组合测量耙测量数据计算的空气流量，与被试发动机理论设计的空气流量基本一致。介绍了组合测量耙的研制过程、附面层模拟计算、测量方案布局及试验结果，并例举出附面层测量结果及空气流量计算结果。

简介：热模态具有时变特性，时变模态的测试是当前模态测试技术领域的难点。基于相位共振原理，采用智能PID控制定结构的模态频率进行自动跟踪的方法，完成了频率自动跟踪热模态测试软件研制，成功应用于三角翼模型热模态试验研究，获得了三角翼模型前四阶的热模态频率和振型等模态参数，取得了很好的效果。

简介：利用飞行试验的方式，选取相同高度和马赫数条件，对某尾吊布局飞机进行机翼水平失速试验，考核几种发动机功率状态对进气畸变的响应。试验结果表明：除飞行慢车状态外，其他几种功率状态均捕捉到了发动机失速掉转现象，且捕获的发动机失速为典型的可恢复失速；尾吊布局的发动机，进气畸变水平随攻角的增大而增大；发动机随着功率状态的增加趋向于更易失稳的状态。另外，飞机姿态变化速率分析表明，飞机姿态剧变是发动机失速掉转的诱因之一。