简介：基于制造单元模式鲁棒性理论,采用层次分析法(AHP)与模糊评价法研究了影响制造单元模式稳定性的因素,得出了制造单元系统稳定性评判准则,即制造单元鲁棒性因子Ij>70%,产品不合格率<5%,单元制造过程中生产准备时间Fij≌0。阀体制造单元模式运行与计算显示阀体制造单元鲁棒性因子Ij=94%,表明:阀体制造单元系统处于稳定运行状态;阀体制造单元模式生产周期降低了78.5%;生产成本比原来降低了31.8%;阀体生产制造与组织管理能力得到了明显提高;不仅提高了阀体制造生产效率,亦提高了阀体制造生产经济效益。

简介：针对某型前起落架试验中弹射杆旋转角速度测量过程中，受角速度传感器安装位置所限而无法准确测试的问题，提出了利用加速度、位移传感器、高速摄像进行弹射杆空间角速度的测量方案，并结合数据处理技术对信号进行修正，减小由于安装方式对测量带来的影响。本文详细讨论了两种间接测量方案的特点，并对三种测试方案进行对比。结果表明，高速摄像方案精度最高为最优方案，在考虑提高测试效率的情况下，间接测试方案2精度与高速摄像相当，指出加速度传感器间接测量的优越性与普遍性。

简介：运用技术状态管理中编码技术的基本原则和要求，确定减振器零件的编码原则，建立起相应的编码体系，为减振器产品资料的完善，后续快速扩充产品，提升物料管理水平，以及成本控制打下基础。

简介：介绍了涡扇发动机在飞行试验中出现的一次高空喘振故障,分析了故障现象。采用排除法逐一对比了进气道前方来流条件、燃烧室供油,以及从进气道喉道面积、高低压压气机前导向叶片直至尾喷口喉道的一系列流道可调机构的工作过程,分离出了最可能的致喘因素。分析结果表明,转速下降过程中高压压气机前导向叶片偏度过大而对上游来流形成的堵塞,是引起喘振的主要原因。最后分析了该发动机所执行的消喘程序,及其未能使发动机退出此次喘振状态的原因,并提出改进建议。

简介：首先通过对旋翼桨叶叶素的受力分析,建立了适用于大入流角和大挥舞角的非线性旋翼桨叶挥舞方程。为了使所建立的挥舞方程具有更好的通用性,首次将Snel失速模型应用于直升机旋翼失速状态下升力系数的确定问题,并通过对特定翼型进行仿真试验,验证了Snel失速模型在旋翼问题研究中的有效性。试验表明该模型具有很好的准确性,且由于该模型中不含任何试验参数,实用性强。

简介：首先阐述了传统技术及现代技术发展对直升机综合保障的影响；然后提出了系统工程法及其在直升机综合保障工程中的具体应用；最后提出系统工程法是一种成功而有效的方法，它能确保直升机的设计及保障资源的研制满足使用维修要求。

简介：主要介绍了国外状态维修的发展趋势，从状态维修概念、状态维修系统工作流程等方面进行了较为详细的介绍。在剖析试飞阶段飞机外场维修保障的现状及其不足的基础上，运用基于状态的维修分析技术，进行了飞机外场维修方案优化和维修间隔优化方法研究，并给出了应用实例，期望能推动基于状态的维修在飞机外场试飞维修保障中的推广和应用。

简介：以提高直升机作战性能为出发点，综述了距离选通激光主动成像技术和稳瞄技术的现状，分析了距离选通激光主动成像技术应用于直升机稳瞄系统的可行性和先进性。距离选通激光主动成像技术是提高直升机整体性能的重要技术手段，是直升机稳瞄系统的发展方向。

简介：简述了翼型设计的基本方法，针对翼型设计方法的不足，提出了格子-波尔兹曼方法在直升机翼型设计中应用的思路。从基本原理和特性上介绍了格子-波尔兹曼方法，以典型翼型为算例进行了对比分析。经数值模拟表明格子-波尔兹曼方法在翼型计算时具有良好的精度，与传统CFD方法相比，计算过程中并行加速性更为明显，适用于大规模并行计算。其网格处理简单，程序编创简洁，能有效地提高直升机翼型设计效率。

简介：在振动疲劳试验中，试验夹具应尽可能模拟试验件实际安装情况，且应具有足够的强度，使其在试验中不首先发生破坏，使试验可以顺利进行。针对典型连接试验件要求考核部位的特殊性，提出了简支结构的夹具设计，即约束试验件三个方向的平动及两个方向的转动，只允许试验件绕一个方向转动。这种简支结构夹具设计方法在有限元软件和模态试验中进行了验证和考核后，在正式试验中成功应用，顺利完成了试验任务，为后续试验夹具设计开拓了一种新思路。

简介：在振动试验中，振动台台面与试验件之间通常采用刚性夹具转接，夹具与振动台台面和夹具与试验件之间通过螺栓来连接。对于一些结构和试验有特殊性要求的项目，应用传统的加载方式难以满足振动试验的要求。真空吸盘加载技术的研究应用满足了某些试验的特殊要求，弥补了传统加载方式的不足。本文介绍了真窄吸盘加载技术在垂尾结构动态疲劳试验中的研究与应用，对真空吸盘加载技术的系统构成、设计和试验实施中的相关问题进行了分析，应用实践证明真空吸盘加载技术方便、可靠、安全。