简介：轨／姿控发动机脉冲性能需在地面高空模拟试验中进行考核，试验数据需即时提供，针对脉冲后效冲量的计算，当前方法不能兼顾速率和统计偏差。简述了后效冲量计算要求、高模试验特点、Pacific6000原理及数据文件结构。在分析当前计算方法优缺点基础上，将网络脚本语言的设计思想引入试验数据处理过程，提出了实现数据快速处理的数据流式算法，基于此算法开发了工程应用软件，在实际试验中应用，取得了良好效果。

简介：飞机舱内噪声是影响乘坐舒适性的重要因素之一，也是决定飞机市场竞争力的重要因素之一。本文结合典型涡桨飞机舱内噪声测试，分析出影响舱内噪声环境的主要噪声源；并结合噪声控制理念，提出了涡桨飞机开展舱内设计的关键技术环节，为开展飞机声学设计工作提供借鉴和依据。

简介：简要回顾了美国典型高超声速飞行器项目及其动力系统发展的历程,分析了其发展的态势、经验和教训。美国始终将高超声速技术作为航空航天事业发展的重要领域,高超声速飞行器和动力技术方案与国家战略及应用背景密切相关。为了降低技术风险,采取了多方案并行的研发模式。高超声速技术的研发应充分重视顶层设计,注重技术的继承性,发挥不同单位的技术优势,加强基础研究、关键技术攻关和实验设施建设。

简介：主要针对线性摩擦焊制备整体叶盘的方法，利用在研发动机结构形式，设计了模拟样件；结合焊接设备、焊接夹具现状，设计了多种焊接接头，并进行了分析择优；采用强度分析和振动分析等手段，确定了焊缝位置范围；通过模拟样件的振动疲劳试验，对不同焊缝位置进行了性能评价，获得了较优的焊缝位置，为后续开展整体叶盘线性摩擦焊研究提供技术支持。设计和性能考核试验表明，焊缝位置在43mm处较优。

简介：本文研究了国产A6N01S-T5系列民用新型铝合金型材的疲劳强度性能，通过一定量的试验研究，测定了其S-N曲线，并对典型不合格试件进行了断口分析。试验、分析结果可供生产部门设计、选择焊接工艺参考使用。

简介：在离心泵前加置诱导轮是保证离心泵获取优越汽蚀性能的关键途径。针对某型号液体火箭发动机诱导轮,采用CFD技术研究了轮毂型线形状对诱导轮汽蚀性能和扬程的影响。结果表明,在具有相同入口流动状态条件下,改变诱导轮轮毂型线形状可使诱导轮产生不同扬程。

简介：反舰导弹防御技术的发展使反舰导弹已面临新的挑战,迫切需要通过隐身技术、变轨技术、电磁对抗和超声速飞行等技术来提高突防和打击效能,而变轨技术和超声速飞行直接与冲压动力装置相关。在论述变轨技术的基础上对冲压动力约束问题进行了对比分析,讨论了不同参数的影响和动力装置的限制因素。

简介：空间推进系统可靠性评估时,采用Lindstrom-Maddens（L-M）法评估比传统方法得到的结果更高。对比分析评估数据后发现L-M法更合理,因此建议采用L-M法进行可靠性评估,可以在满足可靠性指标前提下防止对产品提出过分苛刻的要求,从而降低设计难度和减少试验费用。

简介：本文以多外挂飞机模型为例，探索基于模态综合技术，即利用无外挂飞机的试验模态数据，和经试验验证的外挂有限元模态数据的模态综合，获得带外挂飞机不同组合状态的固有振动特性。本项目的研究成果可以在飞机挂载方案改变时，快速的对挂载飞机的振动特性进行预计，确保挂载飞机动力学特性满足设计要求。并可在试验现场，根据快速预计的结果指导GVT试验，以便缩短试验周期、提高试验质量。因此具有一定的工程应用价值。

简介：采用ANSYSFLUENT软件仿真计算了某型号液体火箭发动机诱导轮在空化情况下的流场压力分布情况,之后将其流体压力分布引入ANSYSWorkbench中,利用单向流固耦合技术进行了该诱导轮的有限元静应力分析,获取了空化及非空化情况下诱导轮的叶片应力分布,分析了空化对诱导轮应力分析结果的影响。

简介：针对某六级高压压气机，利用全三维数值模拟方法，分析了高压压气机转子叶尖间隙变化对其性能的影响。其中重点分析了叶尖间隙在0．0mm、0．1mm、0．2mm、0．3mm、0．4mm、0．5mm时，高压压气机内部流场的变化，以及总参数（流量、压比、效率）的变化。结果表明：随着转子叶尖间隙的增大，间隙内流动的能量增加，效率明显下降，流量也随之下降。本研究可为压气机叶尖间隙控制及全三维数值模拟提供参考。

简介：本文提出了一种建立在概率疲劳分析基础上的预估结构初始广布损伤（多裂纹开裂过程）的新模型，并通过试验和分析结果的对比，说明了方法的工程可行性。

简介：介绍了短周期高压力试验状态下的气体流量测量方法。对不同方案进行对比，选取最优方案，并在中国燃气涡轮研究院自行设计的火药模拟冷吹试验台上进行验证。冷吹和真实火药热吹试验表明，根据冷吹测得空气流量换算得到热吹试验需用火药量，可降低火药超量带来的超转等风险。同时也验证了短周期高压力试验下气体流量测量的可行性，为火药起动喷嘴设计提供重要技术支持。

简介：介绍了一种应用于某微纳卫星的丙烷微推进系统，该推进系统利用换热模块，在不额外消耗星上电能的情况下实现“液一气”的可靠转化，利用自身的稳压模块和控制模块，系统可实现50mN推力的快速精确控制。通过轻量化设计技术，系统总重仅2．5kg。

简介：表面热膜测试技术由于其高频响特点，且能反映边界层从前缘到尾缘的连续瞬态变化过程，在边界层测量中很具优势。概要介绍了表面热膜的使用方法，深入探究了表面热膜探针测量的不确定性，发展了一套表面热膜测试技术的使用方法。利用多通道表面热膜探针测试技术，研究了某一负荷分布下边界层的发展过程，准确捕捉到了边界层的分离和转捩位置，表明了表面热膜探针测量结果的有效性和可靠性。

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：应用光滑粒子流体动力学（SPH）方法进行了幂律型流体的突缩型管路流动过程仿真。推导了SPH形式的流体动力学控制方程，应用罚方法施加边界条件，应用人工应力消除拉伸不稳定现象，应用XSPH方法规范粒子秩序。提出了幂律型本构关系的SPH求解方法，推导了剪切速率及粘性项的计算公式。应用Poiseuille流算例对本文的幂律型本构求解方法进行了验证，获取了幂律型流体在突缩管中的流动特性，并与水的流动特性进行了对比分析。讨论了流动特性的成因。

简介：通过一个带结构刚度非线性的全动翼面的算例计算研究了三种典型的结构刚度非线性（间隙型、转折型、三次型）对机翼振动特性的影响研究。计算结果表明：间隙型的刚度非线性使得颤振速度下降；转折型刚度非线性能提高颤振速度；三次型刚度非线性对机翼颤振的影响尚未得到理想的结果，还需进一步的研究。

简介：压气机和涡轮是发动机的关键部件，其性能下降对发动机性能有重要影响。本文研究了压气机和涡轮的性能衰退，将部件性能衰退等价转化为部件失效因子，修正部件特性，建立了某型涡扇发动机的非线性性能衰退计算模型；提出了云粒子群优化算法，以改善迭代收敛速度慢、计算时间长的问题。基于非线性发动机性能衰退模型，进行了部件性能衰退对发动机性能影响的定量计算，所得结论为发动机状态监控提供了依据。

简介：利用位移机构移动四孔压力探针，对小展弦比涡轮转子出口不同试验状态下的流场进行了测量。试验前对四孔压力探针进行了标定，试验中利用同步锁相技术进行数据采集，采用等相位平均法进行数据处理，再通过插值算法对探针压力数据做进一步处理，准确得到了转子出口具有周期特性的马赫数、偏转角、俯仰角、总压、静压、速度等流场参数。测量结果清楚表明：泄漏流区域的速度低，对应的相对总压小，损失大；间隙大时，泄漏流显著，导致气流亏转，对应的静压高，膨胀程度小于主流。