简介：内腔镀铬与外型镀铬有较明显的差异，因此镀层质量的好坏，除取决于优良的电解液外，还取决于电镀工艺和内腔形式；而内腔形式又影响着电镀的工艺性能。本文根据实践中的经验，针对这一问题提出了粗浅的看法。

简介：对圆管扭转、轨道剪切、紧凑剪切等几种剪切试验构想及原理进行了对比分析与研究，其结论可为纺织复合材料面内剪切试验方法的制定提供借鉴意义。

简介：新型内埋式通风口的进气流量用传统方式无法测量。应用计算流体力学软件Fluent，建立了内埋式通风口的三维计算模型；采用标准k—s湍流模型，分析了飞行高度和飞行马赫数变化对内埋式通风口进气流量的影响规律。结果表明：①飞行马赫数一定时，高度越高，进气流量越少；通风口进气流速基本不变；内埋式通风口进气量与外界大气的密流成正比。②通风口进气流量随飞行马赫数的增大而增加，但跨声速飞行时进气流量增幅较大，亚声速和超声速飞行时进气流量增加缓慢。

简介：为了满足两侧进气布局飞行器的乘波前体与进气道一体化设计要求，提出了一种进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计方法。基于马赫数分布可控的轴对称基准流场，在指定进口水平投影为椭圆的条件下，采用该方法设计了内收缩进气道并在设计点（Ma=5．4）和接力点（Ma=4．0）对其进行数值研究。结果表明，设计点时进气道都能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布，无粘时可以全捕获自由来流，喉道性能与基准流场几乎相等。有粘条件下，设计点和接力点时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力，接力点的流量系数高达0．85。该设计方法为内收缩进气道与乘波前体的一体化设计提供了新途径。

简介：采用计算流体力学方法数值模拟了某型液体火箭发动机燃气发生器氧腔内部流动，详细分析了氧腔内部的三维流动特性。从压力分布等方面分析了造成喷嘴流量分布不均匀的原因，并据此对发生器结构进行了改进，结果表明喷嘴流量分配均匀性得到了明显改善。

简介：用有限时间热力学方法分析内可逆恒温热源中冷回热布雷顿循环,由数值计算给出了燃气轮机功率密度特性,分析了循环各热力参数对功率密度的影响,并对最大功率密度和最大功率时循环的主要参数进行了比较,得出了最大功率密度设计的优点和不足.

简介：应用有限时间热力学方法,首次研究了变温热源条件下内可逆闭式中冷回热布雷顿循环的性能,导出了无因次功率及效率的解析式.由数值计算,分析了循环最优功率和最优效率时的最佳中间压比分配,并研究了中冷度、回热度和高低温侧换热器的有效度、循环热源进口温比以及中冷源与低温侧热源进口温比对循环性能的影响.

简介：由于复合材料加筋壁板结构具有整体成型好、抗失稳能力强、承载效率高、连接件数量较少等优点，所以在飞机结构中得到广泛应用。针对帽型加筋壁板开展了在内压载荷与轴向压缩载荷联合作用下屈曲、后屈曲的试验研究，研发了一套自平衡装置对壁板施加内压载荷，并能准确模拟两侧边的周向受载，通过试验研究，得到了壁板的应变分布、屈曲载荷、破坏载荷及破坏模式。

简介：本文概括了喷嘴试验中的技术难题。指出在喷雾尺寸分布试验中首要的问题是具有代表性的液雾试样的选取：归纳了激光散射测雾中的重要问题：介绍了最新的进行喷雾散布试验的方法。最后概括E^3发动机双扰流器文氏管混合杯喷雾装置的冷试，指出单个喷嘴试验，喷雾装置试验与燃烧室上喷嘴试验有其对应关系，又有不同之处，强调单纯做单个喷嘴冷试是不够的，这对燃烧室研制，喷雾装置试验（具有相应空气流动）更为重要。

简介：本文对除了航空燃气轮机主燃烧室的燃油喷雾装置以外的各工业界是所用的喷嘴技术发展作概括综述。运有高速（音速或超音速）气流来雾化高粘性，易凝，磨损性液体以及形成超细喷雾是各工业界喷雾技术发展的共同点之一。雾化技术必须与喷雾散布技术结合才能达到工业装置对喷雾的全面要求。非常小流量的喷嘴与非常大流量的喷流的技术发展仍是喷雾技术上的难点，高反压下的喷雾技术研究很少，极待发展。

简介：早在1998年,NASA航天技术部进入空间战略目标管理者就指派空间推进协作组(SPST)启动一项可使得优先推进技术发展途径明晰化的研究项目。这些技术发展一旦实现,将很好地满足战略发展目标。该项研究着重于地球轨道和行星转移技术。与NASA太空科学部联合进行的一项独立的研究则在于说明为满足星际运输要求需要解决的技术。该项工作的首要目标是确定为完成较宽范围空间发射任务要求的关键技术和提供一个允许对技术进行比较和按优先级排序的框架。该项研究的结果预计可作为支持实现NASA空间推进目标的未来技术发展基金的优先建议。系统与技术分组的任务是确定所有候选的技术和提供评估过程,包括可用于对这些技术进行比较的白皮文件形式的资料。

简介：液氧／煤油发动机地面试验中，液氧质量流量通过测量体积流量乘以密度来获得，密度测量的准确度直接影响质量流量的测量准确度。影响液氧密度的主要因素是密度的计算公式和温度测量的准确性。介绍了液氧密度的获取途径、计算方法，对影响密度的主要技术问题，特别是液氧温度测量技术进行了深入研究，提出采用测温法计算密度，测温点选在涡轮流量计附近，传感器选用铠装裸露式A级铂电阻，同时推荐了密度计算公式。

简介：通过对内窥镜检测技术的归纳、分析，并根据液体火箭发动机的结构特点和常见缺陷情况，提出了采用制作、积累缺陷样件，将内窥镜检查技术与计算机技术相结合的方法，实现对发动机内表面缺陷及多余物的定性、测量的实验方案。在试验基础上，对各种内表面缺陷在内窥镜中的形貌特征及判断方法进行了描述，并根据多组试验数据，制作了内窥镜检查的缺陷尺寸对比曲线。同时介绍了该方法在液体火箭发动机各重要零、部、组件上的应用情况。

简介：介绍了掠形技术的发展历史和现状，阐述了掠形叶片的定义，掠形叶片对风扇性能的影响及设计特点，展望了这一重要技术的应用前景。

简介：本文根据某型号折叠翼功能试验中的要求，提出一种新的试验控制加载方法，讨论了如何运用折叠翼加载控制技术。

简介：运用PATRAN／NASTRAN分析软件，建立了飞机风挡玻璃结构的三维单元模型，对载荷和约束施加等提出一种方便的处理方法并进行了比较详细的描述，通过有限元分析，得到风挡的应力及其分布，为风挡的定寿、延寿提供了依据。

简介：本文综合介绍了现代航空发动机燃烧室的技术发展情况，指出了技术难题和关键所在，并根据作者的研究结果提出了解决这些问题的思路及发展我国航空燃烧室技术的建议。

简介：研究表明，稳态等离子体推力器（SPT）具有比冲大、效率高、寿命长的优点，是具有较高性能的先进空间推进系统之一，已广泛应用于小卫星的姿态控制和轨道保持。概述了SPT的系统组成和工作原理．重点介绍了SPT的研究进展、主要性能参数、关键技术及其在潜在应用领域中的性能优势，指出其关键技术有空心阴极的热设计和结构设计以及弯曲磁场位形的设计。对我国SPT研究内容提出了建议。

简介：结构热试验是为了解决飞行器在高速飞行时出现的“热障”问题而发展起来的地面模拟试验技术，通过模拟飞行器在飞行中的热环境和气动载荷来检验其对飞行器结构的影响。针对结构热试验中的几种加载方式进行了探讨，并在头锥热载联合试验及仪器舱热在联合试验中进行应用。

简介：腐蚀是长寿命飞机结构普遍存在的问题，介绍了腐蚀损伤的简单机理。并通过对国外腐蚀检测方法的研究，针对飞机结构腐蚀情形，给出了几种实用的腐蚀检测方法。