简介：研究了液体火箭发动机(简称火箭发动机)在不同高度飞行时喷管内及喷管周围的气流流动参数分布与高度的变化关系.研究结果表明:火箭发动机当其工作高度低于设计高度很多时,燃气在喷管内流动时将会产生激波;当工作高度接近设计高度时,燃气在喷管内流动时将产生微弱的斜激波;当工作高度超过设计高度时,燃气在喷管外将会产生"羽流","羽流"的面积随着飞行高度的增加而变大;当飞行高度大于设计高度时,应考虑燃气"羽流"对发动机及所携带载荷的影响,所携带载荷应有热及污染的防护措施;此时喷管应采用变面积比的喷管,即高度补偿喷管,此喷管的面积比随着飞行高度的增加而增大.

简介：本文以飞机壁板为控制对象，利用多普勒激光测振仪对壁板振动模态进行了测试，并基于模态测试结果，合理的布置了压电元件。针对壁板模态密集、模态耦合严重的特性，提出了利用状态观测器对振动模态进行分离的方法。建立了壁板结构的状态观测模型，并基于三种半主动控制方法，成功地实现了壁板结构的单个模态以及多模态的振动控制。

简介：在实验室条件下，采用热电偶和红外测温仪同时对不锈钢和带辐射涂层的铌合金表面的温度及燃气温度进行测量，应用温度测量值来修正材料表面的黑度值及燃气的黑度值．利用黑度测量结果对某发动机试车时的温度场进行了测量．并与燃气的理论计算黑度值进行了对比。试验结果表明，这种方法对铌合金材料的壁温测量结果比较准确，而对不锈钢材料壁温测量结果准确度不是很理想。红外测温技术对燃气的温度测量结果与计算结果比较接近。

简介：在两相脉冲爆震的研究过程中。以恒滞差流动假设为基础，考虑气液两相性来计算爆震波的特性参数。计算结果与实验数据对比表明：考虑气液两相性计算得到的爆震波特性参数更能真实反映两相脉冲爆震的流动情况。

简介：无人机和巡航导弹发动机有许多共性，人们有时候会把它们混淆。本文详细分析了无人机和巡航导弹的区别．对比研究了它们对发动机的要求和关键属性，随后分析了无人机和巡航导弹对涡扇，涡喷发动机的特殊要求与设计特性，以及目前正在开发的先进技术。

简介：本文研究了带挤压油膜阻尼器(SFD)的转子系统在考虑弯扭耦合的情况下的加速响应.采用π油膜理论表示SFD中的油膜力,推导了在加速情况下转子系统的运动微分方程,并采用数值方法对运动方程进行了求解.由计算结果可以看出,角加速度的大小会对系统的瞬态响应产生影响,而平稳运行后突然加速会造成SFD的油膜力产生振荡.

简介：摘要：在进行热效应的模态分析中，热应力可以视为预应力。本文比较详细地描述了MSC．Patran平台下建立波纹管结构有限元分析模型的方法，应用MSC．Nastran软件进行了两种模态分析，第一种是仅考虑因温度导致的刚度降低引起的波纹管固有特性变化；第二种是在第一种基础上考虑了热应力和波纹管内部压力，处理方法是首先进行应力分析，获得预应力效应矩阵，并将外部载荷转化为结构的额外刚度，再通过MSC．Nastran非线性求解模块进行包含预应力的模态分析。结果表明，结构温度发生显著变化并引起热应力，进一步影响到结构的固有振动特性。

简介：介绍了COMPASS软件在某型号飞机初步设计阶段应用的情况。对机翼和机身结构按部件分别进行优化设计，符合主机所型号设计过程，并对实际设计过程中遇到的一些问题，提出了改进措施，取得了较好的计算结果。通过软件的工程化改进，使之更好满足工程需求。最后对软件未来的发展作了展望。

简介：提出了一种基于梯度的复合材料结构优化方法，把层合板中材料一致、角度一致的单层集合的厚度作为设计变量，推导了结构刚度矩阵关于设计变量的导数，计算了结构重量和变形对设计变量的导数，采用牛顿一序列无约束规划法搜索优化问题的最优解。最后，运用提出的方法对某复材平尾结构进行了满足位移约束的重量最小化设计。

简介：基于有限元分析方法，研究了Lamb波在含有裂纹复合材料板中的传播问题。深入地分析了不同长度和深度的裂纹对Lamb传播的影响。在数值计算中，考虑了网格尺寸和时间积分步长选择。数值结果的正确性可以通过波到达时间和剪切波到达时间的一致性得到验证。分析结果表明，Lamb波在复合材料损伤监测中具有潜在的应用价值。

简介：通过分析及试验，研究了燃烧室出口温度场周向测点布置与掺混孔间的相对位置对出口平均温度、出口周向及径向温度分布测量结果准确性的影响。结果表明：（1）在渗拽孔正下游及相邻掺混孔正中间位置、分别安排一个周向测点，能准确地测出出口温度场；（2）在相邻两掺混孔间，距每个（或某个）掺混孔中心平面横向距离为1/4孔间距位置，分别安排一个（或仅安排一个）周向测点，能获得准确的出口平均温度及出口径向温度分布。但不一定能获得准确的周向温度分布；（3）仅在每个掺混孔正下游或仅在相邻两掺混孔正中间位置，安排一个周向测点，均不能获得准确的温度场测量数据。

简介：根据飞机气候环境适应性试验要求以及各种气候环境因素引起的飞机故障，提出了在气候环境实验室内不同气候环境因素下，飞机气候环境适应性试验的考核内容和考核要求，为气候环境实验室开展飞机气候环境适应性试验方法和技术研究奠定基础。

简介：本文主要论述了某新型号发动机燃烧室内壁外型面及螺旋槽精密加工所用工艺装备的设计方法。该工艺装备结构先进、合理,重复定位精度高,使用状态稳定,能很好地满足产品的加工精度要求。

简介：从试验与分析相结合的途径，探讨了基于两类子结构模型（无外挂飞机子结构的地面振动试验模型，外挂子结构的有限元模型）的带外挂飞机模态综合试验技术，对研究可能涉及的关键技术进行了讨论，其目的在于达到在未做全尺寸带外挂飞机地面振动试验（GVT，GroundVibrationTest）的情况下，获得带外挂飞机系统整体振动特性；在试验现场，基于飞机机体GVT结果快速预估带外挂飞机的振动动特性，从而为带外挂飞机GVT提供优化激振力矢量，提高试验效率和精度。

简介：首先利用奇异值分解滤波算法，对测量参数进行滤波处理，进而合成发动机性能综合指数。针对性能综合指数为不等时间间隔的情况，在改进灰色预测模型中引入新陈代谢思想，提出一种基于免疫粒子群优化权值的改进灰色模型与支持向量机相结合的性能指数预测方法。仿真实例表明：组合模型的预测精度明显高于改进灰色预测模型，略高于支持向量机模型；且对于大多数样本点，组合模型的预测结果变化更加平稳。

简介：针对板状结构，根据模态分析结果，确定压电片的布局；基于压电效应，进行压电降噪仿真计算；分析结果与实验结果一致性较好，验证了分析方法的正确性。该分析方法可供航空壁板结构压电降噪参考。

简介：基于一模拟直机翼的悬臂盒段梁翼尖处加载的试验，考虑大变形对试验精度的影响，建立了相应的计算模型，并利用abaqus软件进行了数值计算。对试验结果进行了分析，并给出了盒段各部位的应变、挠度试验值以及计算值随载荷的变化曲线，进行了试验和分析的相关性研究。对试件考虑几何非线性响应的影响和加载方向的影响进行了详细的讨论。

简介：介绍了飞机结构强度静力试验仿真系统的构架和组成部分，试验环境、试验样机和试验过程的仿真是飞机结构强度静力试验仿真系统的组成部分。试验样机的静力学仿真模型足结构静力试验仿真系统准确性和可靠性的关键，除有限元分析方法模型外，提出了基于历史试验数据的特征结构模型。飞机结构强度静力试验仿真系统是一个能够不断积累资源和不断完善性能的结构试验仿真系统，同时也是开发其它飞机结构强度仿真试验系统的软件平台。

简介：详细介绍了某重型燃气轮机天然气燃料燃烧室全温全压试车台建设，及全温全压排故试验。建立的全温全压试车台满足使用要求，积累的试验台建设经验为后续更高指标的试验器建设奠定了技术基础；燃烧室全温全压试验重现了电厂故障，验证了燃烧室壁面烧蚀的原因，为燃烧室现场排故及后续优化设计提供了技术支持，同时也获得了宝贵的全温全压燃烧室排故试验经验。

简介：实践表明,大气湿度的变化对发动机性能及其工作特性有一定的影响.这种影响在高湿度高海拔地区地面试车时更明显.大气湿度对发动机换算转速影响的物理本质是随着湿度的变化使进入发动机的空气热物理性质也发生了变化.在分析这种影响的基础上,利用相似原理推导出换算转速的大气湿度修正系数,并对某系列发动机经湿度修正与不经湿度修正的换算转速做了比较.