摘要：清初期的青花山水瓷画是继承明末的基础上发展而来,但较明末的青花山水来说又实现了风格转变的一大步,尤其是康雍时期对整个清王朝的民间青花山水瓷画发展有着巨大的推动作用。清初民间青花瓷画不仅在风格上有着独属于这个时期的艺术特征,同时也有着直指本心的直观简约主义和卓尔不群的写意风骨。

摘要：武装直升机作为战场的战略攻防利器,使用装甲是最典型的防护方式。目前,直升机装甲的防护能力均是以弹体垂直入射时可防护的距离和可防护的最大口径弹种表示,但研究发现,实际状态下弹体几乎不可能以垂直入射的方式实现打击,所以装甲的实际防护能力并未被最大限度地发挥出来。文章通过设计包线试验的方法探究了直升机现用的陶瓷复合装甲在典型攻角下的防护规律,并进行了分析研究,提出了可能的装甲防护力提升设计思路,在倾斜15°的布置方式下,防弹性能可提升19.1%左右。

摘要：该文以直升机设备安装平台为研究对象,应用MSC Patran/Nastran软件,对平台承受最严重过载工况下的最大应力和屈曲失稳系数进行分析,得出各因素对最大应力和屈曲失稳系数的影响。之后通过OptiStruct对平台构型进行拓扑优化,确定平台最终构型。

摘要：针对直升机电源系统起动发电机在起动完成,转换到发电状态下不能正常并网,需要通过复位操作才能并网的问题,分析了故障机理,通过试验验证,得出故障原因为调压保护器过压保护误动作,在此基础上制定了故障的解决措施,为直升机起动发电机并网电路的设计提供了依据。

摘要：以钠长石、石英、磷酸二氢铵、硼酸、碳酸锂、锂辉石等为主要原料,采用传统熔制法制备餐具用乳浊玻璃。重点研究了原料组成配比、析晶温度、时间等对玻璃形成、流动性及其乳浊效果的影响,通过单因素和正交试验设计得到优化实验配方,采用X射线衍射(XRD)与扫描电子显微镜(SEM)对析出晶体种类以及玻璃微观结构进行了表征,计算了其理论热膨胀系数,测定了抗折强度和热稳定性。结果表明:优化配方组成样品经过550℃热处理12h,由于强化了富P玻璃相和富Si玻璃相的分相从而达到半透明的乳浊效果,且抗折强度达到55Mpa,具有优良的抗热震性能,符合国家对日用餐具的要求。

摘要：智能型单摆测量仪不改变原单摆实验装置,采用8位单片机对红外光电传感器控制进行细小摆线的 微弱反射信号检测,从而实现自动计时、自动计数功能,同时能将检测信号进行自动处理,算出重力加速度,达到自 动、实时测量的目的.

摘要：持续适航文件是民用直升机交付用户投入市场运营之前必须完成的,且必须通过民航当局适航审定主管部门的批准或评审认可。在民用直升机投入市场运营之后,航空器运营单位或个人将依据对应的持续适航文件开展直升机的使用和维修保障工作。文章以中国民用航空局颁布的CCAR29.1529条适航条款为研究对象,深入分析该条款适航性要求,初步给出了该条款一般符合性设计与验证思路,结合CCAR29部附录A持续适航文件编制要求,以期能够为直升机研制工程人员编制持续适航文件提供参考和借鉴。

摘要：设计了一种桨叶挥舞单摆吸振器,用来降低直升机旋翼系统的5阶垂向振动载荷。为了研究挥舞单摆吸振器的吸振性能,基于桨叶三维梁有限元模型,建立了旋翼与挥舞单摆吸振器的耦合动力学分析模型。以旋翼系统的固有频率和垂向载荷振幅为考核指标,开展旋翼-吸振器耦合动力学模型的动特性分析与吸振性能仿真分析,并研究了吸振器摆长与吸振频率的关系,以及不同吸振频率对吸振性能的影响。研究结果表明:旋翼加装挥舞单摆吸振器后,旋翼自身动特性变化很小,可以忽略吸振器对旋翼自身动特性的影响;通过合理选择吸振器吸振频率,旋翼5阶垂向振动载荷可以降低39%,减振效果良好;吸振器重量仅占目标旋翼系统重量的4%左右,具有显著的重量优势。

摘要：六旋翼无人机是以六个电机为动力的飞行器。通过对六旋翼无人机的结构分析以及操纵策略的研究,完成对升力、三轴力矩四个控制量的控制律设计。对单旋翼卡死或完全失效的状态进行分析,提出故障解决方案。为保证单旋翼故障下的稳定结构,在该旋翼停止工作的同时不再对其对角旋翼分配任务,将故障飞行器重构成一个对称的四旋翼结构;同时提出主动容错控制,计算出六旋翼正常工作情况以及各旋翼故障情况下的四种模型。列出了每种模型对应的分配矩阵,根据旋翼故障状态对分配矩阵以及系统模型进行实时切换,将无人机的升力重新分配构建,实现旋翼故障状态下的平稳飞行。最后给出数学模型,通过Matlab/simulink进行仿真验证,检验了算法的可靠性。

摘要：目的研究直升机主减速器撑杆处高频吸振器性能测试试验方法,从而探究吸振器的减振效果。方法首先建立高频吸振器的减振性能评价分析模型;其次利用“小松鼠”主减速器平台搭建试验台架系统,给出针对直升机高频试验的设计要求及思路,阐述试验原理、试验方案及试验内容;最后利用试验台架系统研究拧紧力矩、激励位置、激励方式对试验测试结果的影响。结果吸振器的安装频率受拧紧力矩的影响很小,试验时保持在4~14N·m即可。不同的激励位置对试验结果有很大影响,为了减小直升机主减速器结构间隙对振动传递的影响,激励位置应选择与撑杆直接连接的壳体上。试验时激励方式应选择白噪声激励,可为试验系统输入宽频稳定的能量。结论该高频吸振器性能测试试验方法真实可行,可为直升机主减速器减振设计提供指导。