简介：空天飞行器是航空航天领域重要的研究发展方向，主要有飞行器与发动机气动外形一体化设计、气动热防护、推进和制导控制四个系统性关键技术，本文仅对飞发一体化和推进技术进行研究与分析。首先从高超声速的定义人手，分析了空天飞行气动热和气动力的特点；然后比较了四种不同飞行器气动外形在性能、结构、制造、经济性和使用操纵方面的优劣，研究了不同类型空天组合动力技术的特点；最后从步骤、方法与措施等方面给出了空天飞行器及动力的发展建议。

简介：提出了将新构型直升机分为复合式和转换式的分类方法;分析了国外新构型直升机的主要技术特征和型号发展历程;总结了新构型直升机的发展规律和趋势。在此基础上,分析了我国高速新构型直升机的发展思路,提出我国应在认识不同构型直升机技术特征的基础上,充分论证装备发展和国民经济建设的实际需求,发挥后发优势,有重点地推进新构型关键技术的研究。

简介：空间推进技术通常可分为常规化学推进、电推进、微推进和新型推进4大类.常规化学推进是目前航天器的主要推进方式,性能继续提升.电推进已成功证明其优势和可靠性,在各种卫星和深空探测器上大量应用,且朝更宽泛功率的方向发展.蓬勃发展的微小卫星对微小推力、小质量、低功耗的微推进提出了迫切需求.无毒化学推进、太阳帆推进、核推进等新型推进技术正在加紧研制或进行空间飞行试验.首先综述国外卫星和深空探测器等航天器的各类空间推进技术应用和研究现状,然后分析其发展趋势,最后提出对我国空间推进技术的发展建议.

简介：GJB900和MIL-STD-882C是武器装备安全性管理和控制大纲,就具体的装备,如直升机,如何剪裁和应用这些规范中的要求来指导直升机软件安全性分析工作,在以往型号设计中做得较少,常常受到专家的质疑。该文基于MIL-STD-882C的要求,结合国外型号设计的经验,系统地提出了直升机软件安全性的分析技术,其目的是：提高设计团队的软件安全性分析水平,并在今后的型号实践中,不断完善软件安全性分析工作;应用文中的分析方法,给出其软件设计差错/缺陷并通过相应措施,消除安全性隐患或将软件安全性危险控制在最低可接受的范围。

简介：在严峻的竞争形势下，欧洲的飞机工业要求降低开发和使用成本。实现这一目标，欧盟加大了对复合材料加筋结构后屈曲设计技术研究的支持力度，在第五、第六和第七框架计划下开展了一系列相关研究项目。本文着重介绍POSICOSS、COCOMAT、DESICOS等项目的研究、目标、工作描述及成果，理出了欧洲未来复合材料加筋壁板的后屈曲分析的新概念，并指出了这些项目带给我们的启示。

简介：对LMS软件进行二次开发，将多种型式缓冲器数学建模方法通过用户自定义子程序方式集成到LMSVirtual．LabMotion环境下，并利用VBA语言创建缓冲器参数定义界面，方便用户输入及调整缓冲器充填参数，在此基础上完成某型起落架落震动力学分析，结果证明该项工作使得起落架虚拟样机建模及动力学分析工作效率更高。

简介：真空度与次流作用力系数测定是发动机高空推力确定的重要内容，其校准方法仍在不断发展与完善。介绍了我国真空度与次流作用力校准方法的发展过程，依据作用力系数校准时发动机是否工作和校准结果适用范围，提出了作用力系数校准方法研究的三个发展阶段，及其对应的三种校准方法——点校法、静校法和动校法。探讨了作用力系数测定方法的校准过程及其特点，可供发动机高空台试验和作用力校准研究参考与借鉴。

简介：太阳能热推进采用小分子量气体作为推进剂可以获取800～900s高比冲,但提高推进系统的换热效率是目前亟待解决的问题.本研究建立了太阳能热推进系统主要部件的基本分析模型,在利用有限单元法进行热分析的基础上,对系统在多种工况下的相关参数进行了计算,分析了各部件主要参数对提高太阳能热推进系统热效率和推进效率的影响,得出了系统效率在不同工作状态下的变化规律,并提出了提高系统效率的措施.

简介：飞机伺服弹性地面试验是测试飞行控制系统与飞机机体之间的动力耦合特性，为飞机伺服弹性分析模型验证和飞机气动伺服弹性分析提供依据。本文主要介绍了飞机伺服弹性地面试验原理及方法，并结合某型号介绍了试验的准备、测试过程、测试结果及对结果的分析。

简介：分析了国内外无人直升机自主飞行控制技术的现状及差距，提出了应重点解决的关键技术，为我国无人直升机自主飞行控制技术发展提供参考。

简介：阐述了飞机发动机管路补偿器施加在飞机发动机引气口的载荷的测试技术。根据飞机发动机引气口与管路补偿器的连接形式、管路补偿器在发动机短舱框上的安装形式，提出了测量引气口载荷的静定系统力学模型。该模型假设引气口处于自由状态，管路补偿器的安装误差、振动、温度变化会导致引气口产生位移，将此位移施加在引气口，测量管路补偿器固支处的支反力，再用支反力求解引气口载荷。设计了由一体化试验台架、铰支连接、位移施加、充卸压系统组成的实现该力学模型试验装置。结合试验实例介绍了测试试验的主要步骤和关键事项。

简介：空中应急功能是指在空中发动机停车或发电机、液压泵、电源系统关键部件失效时，为飞机提供应急电源和应急液压源的能力，主要用于提高飞机安全性。从战斗机发展需求出发，通过分析空中应急功能的必要性及对飞行安全性的影响，归纳总结了国外典型三代、四代战斗机空中应急功能的使用规律和发展趋势，得出先进战斗机具备空中应急功能十分必要的启示，可为开展飞机电源系统及第二动力系统设计提供一定的参考和借鉴。

简介：采用声发射特征参数的趋势分析法和关联分析法，能够反映金属疲劳损伤过程，可以鉴别疲劳损伤的萌生、稳定扩展、快速扩展等不同阶段，并能实时提供疲劳损伤过程的时序特征。将声发射用于实时检测金属部件的疲劳损伤是可行的，其参数的变化趋势可以作为金属疲劳损伤特征的判断方法。

简介：针对火箭基组合循环（RBCC）动力系统引射火箭喷管的工作状况,采用准一维方法,假设引射模态火箭推力室喷管内在某些条件下产生的激波为正激波,分析了正激波的存在条件及其对RBCC动力系统性能的影响.结果表明：引射火箭推力室室压越低或飞行器飞行马赫数越高,引射火箭喷管内越易产生正激波；火箭喷管正激波的产生对RBCC动力系统引射性能及比冲特性有一定影响.

简介：某型号发动机热试车考核中高压金属软管多次出现破坏.通过建立软管有限元模型,采用非线性有限元分析了软管应力分布和各部分承载特点,判断波峰处轴向应力是影响软管结构强度的主要因素,有限元计算结果和试验破坏部位一致,表明有限元模型的合理性.在此基础上,通过参数化建模、设计中心复合实验和进行参数敏感度分析,得出影响波峰处最大轴向应力的敏感参数,为结构参数优化提供了依据.

简介：本文分析了在实验室条件下，热防护系统单元热力耦合试验技术所面临的技术难点，通过相关资料参考及工程实践经验总结，针对各技术难点，提出了对应解决方案，为后续试验技术的发展提供借鉴和参考。

简介：本文通过试验模态分析和有限元模拟两个方面对发动机复合材料薄可调叶片进行了振动特性研究。试验采用根部随机激励，基于多普勒原理的激光扫描测振仪进行模态响应测试，并应用模态参数识别法获得叶片固有频率、振型及模态阻尼；采用复合材料layup法建立叶片有限元模型并基于试验结果对有限元模型进行修正，得到有限元分析结果与试验结果的误差小于5％。本文采用试验法和有限元相结合，得到了比较准确可靠的发动机叶片振动特性参数和有限元分析模型，为叶片下一步的动响应分析／测试和振动疲劳寿命估计奠定了基础。

简介：在分析研究直升机桨叶耐颗粒物/砂磨蚀标准主要技术要素的基础上,全面对比分析了MIL-STD-3033、ГОСТР52560-2006、GJB1171-1991等国内外标准的基本内容,提出了装备研制及标准化工作相关建议。

简介：为了研究富氧发生器液氧供应系统的动态特性，详细考虑液氧头腔中的流动过程和喷嘴动力学环节，建立了系统的传递矩阵模型。计算了系统在发生器室压扰动下的频率响应特性，并分析液氧头腔体积、喷嘴压降、喷嘴惯性和发动机工况对液氧供应系统动态响应的影响。结果表明，由于液氧头腔的容积较大，液氧喷注导纳主要取决于头腔和喷嘴的动态特性，出口流量幅值在很宽的频率范围内都较高。增大头腔体积，则增大出口流量的幅值，降低头腔中压力响应幅值。适当提高喷注压降或喷注单元的惯性，都能降低液氧喷注导纳的幅值。在低工况下出口流量幅值在300～800Hz之间增大，不利于该频率范围的耦合稳定性。

简介：针对某型发动机试车中反复出现中央传动杆中间轴承滚子和保持架脱落、内圈严重磨损故障，进行结构合理性分析、振动特性计算、实物测量、产品质量复查及相关试验测量，确定影响传动杆正常工作的各项因素，找出了传动杆破坏原因。采取传动杆轴径优化设计、改善供油、提高加工质量、改进安装形式等多项措施，解决磨损故障。改进后的发动机试车验证表明，传动杆工作稳定，效果良好。最后，总结出i支点细长中央传动杆设计的关键技术，可为同类中央传动杆设计提供借鉴。