简介：老龄飞机结构（机身、机翼）大多数破坏为多处损伤所致。因此，及时发现多处损伤成为保证飞机飞行安全的关键问题之一。为了弄清飞机主要结构多处损伤发生过程及如何检测、维修及维修后寿命，我们做了加筋板多处损伤疲劳裂纹预制试验，并对试验结果做了一定分析，为飞机结构检修周期的制定提供一定参考依据。

简介：美国国家航空航天局/喷气发动机实验室(NASA/JPL)飞往土星的凯瑟林飞行器将于1997年10月发射,利用4年时间到达行星轨道,然后于2004年抵达土星表面。该飞行器主推力矢量及姿态的控制由凯瑟林推进组件子系统(C—PMS)提供。此系统将使用大量军用高温常闭阀(NC)以完成未来11年持续飞行(MMD)的艰巨重任。这种高温阀应具备在未接到动作指令时,一直可使流动介质隔开的功能;而一旦打开,该阀应不妨碍介质流通且可防止内部介质泄满至阀外。为使外泄漏量满足飞行器行星飞行任务的要求,在仿Viking设计基础上对设计细节加以改进。本文提供的就是经过质量鉴定的设计解决办法;另外,它还提供了一种对作动后检漏的先进技术,此技术可更好地用来测试阀体内主要金属对金属间的气体内泄漏.

简介：从复合材料结构设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发，讨论了按NASA标准得到的CAI值与它们的关系，指出了传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能。且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究，和对国外文献总结的基础上，提出复合材料抗冲击性能的评定应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象，在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上，建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系，即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力（最大接触力）来表征复合材料体系的损伤阻抗（韧性）；用出现拐点后基本不变的压缩强度（破坏应变）门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。

简介：对常用的管道流阻计算经验公式如何应用在燃气轮机进气系统中作一全面分析。由于进气系统的复杂性，至使管道的结构形式与常用的经验公式以及所给的手册数据往往不相适应。为了利用过去的成果以及减小新试验的费用，阐述了适用于进气系统的流阻计算方法，并分析了不同结构应用书本上的公式所产生的误差，找到了一条与实践相结合的途径。

简介：为了满足某型号试验机翼大变形加载要求，采用两个作动筒串联加载解决作动筒行程不足问题。在试验过程中，串联作动筒过渡期（过渡期即一个作动筒活塞杆已收完、另一个作动筒活塞杆开始收）出现了较大冲击载荷，试验系统超限保护。本文分析了作动筒串联加载冲击载荷形成的原因，提出了解决措施。该措施已在试验中得到验证。

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：介绍了在ABAQUS平台下三维结构渐进式破坏分析方法及流程，应用VB语言编写了数据输入窗口，将断裂准则所需参数以固定格式写入数据文件，并利用Python语言编写的FCFA插件将数据输入窗口链接到ABAQus／CAE界面上，实现了在ABAQUs／CAE平台下完成整个分析流程。通过初步应用，验证了该流程的实用性。

简介：采用神经网络对航空发动机的关键参数进行建模,然后通过Johnson分布体系将建模残差数据转化为正态数据,确立了固定阈值的计算方法。针对固定阈值在参数异常诊断中暴露出的虚警和阈值带宽偏离问题,通过在固定阈值的基础上实现阈值的自适应,减少了虚警现象,且使阈值带宽在局部更为紧凑,检测效果良好。该方法可用于飞行试验中提前识别发动机工作中的异常现象,提高飞行试验的安全性和效率。

简介：研究了整体壁板结构的维修性，查阅了国内外维修方法，给出了合理的维修方法，正确设计了整体壁板维修板。

简介：介绍了火箭发动机中的阀门部件在性能试验过程中,铝质零件的螺纹接嘴部位阳极化层的局部脱落问题及对此进行的技术分析,详细介绍了解决问题的方法及注意事项,解决了长期困扰在生产单位面前的难题,为提高军工产品质量及可靠性做出了贡献.

简介：主要介绍了在计算机辅助飞机结构试验设计系统中，使用面向对象的思想，对安装图设计子系统的需求分析、功能分解、对象定义，并且描述了各对象之间的相互关系。最后，对各对象类的主要状态信息和行为进行了简单描述。计算机辅助飞机结构试验设计软件安装图设计功能是采用面向对象的计算机编程语言VisualC++6．0在Windows2000操作系统上进行开发的。

简介：针对目前高空长航时无人机（HALEUAV）在信息化战争中应用越来越广泛、地位越来越重要的现状,介绍了高空长航时无人机对动力的需求,总结了国外高空长航时无人机用涡扇发动机的发展现状,分析了其技术特点,提出了我国发展高空长航时无人机动力需突破的关键技术。

简介：发展船用和工业用燃气轮机，是一项高科技系统工程，本文回顾了用WS9航机研制WS9G2船用燃气发生器的过程，对研制的经验教训提出了自己的认识，指出了大力协同，结合航机，综合开发，多方集资，相互促进，开发好燃机产品的途径，可供今后的燃机开发工作参考。

简介：分析了有机涂层2种主要老化失效现象的发生机理及研究涂层失效的方法。成功地运用周期跟踪观测法、绝缘电阻法和光泽度法对一种多金属连接组合式结构的多种涂层体系进行优选。试验结果分析表明，运用这三种方法研究多金属组合结构件在人工加速老化谱下的腐蚀具有较好的一致性，且对涂层的优选效果良好。同时概括总结多金属组合式结构涂层的老化失效特点。

简介：本文简要叙述了利用步进电机驱动航空发动机多元座标取样测量机构的原理和电路，并对这种驱动方法的应用结构做了评述。

简介：以复合材料盒段为研究对象，对基于应变监测的载荷监测方法开展了研究。建立了盒段力学模型，设计了传感器布置网络和试验方案，进行了试验研究。利用多元线性回归法处理、检验与优化应变数据，获得了复合材料盒段载荷回归方程，建立了载荷标定方法。试验结果表明载荷监测值与实际值误差在10％以内。

简介：在近日结束的中国航空工业第一集团公司科技期刊奖评选活动中，由中国燃气涡轮研究院主办的《燃气涡轮试验与研究》获得集团公司颁发的科技期刊奖三等奖。这是我院主办的科技期刊首次在集团公司科技期刊评选活动中获奖。

简介：提出了采用圆筒状试样、用电炉加热-水冷的方式。在符合HB6660—1992规定的热疲劳试验机上测定热障涂层热疲劳抗力的试验方法。给出了试样图，规定了试验设备和试样的安装方法；制订了包括试验参数的确定、试验温度的测量与控制和热疲劳抗力的测量方法等全部试验程序；分析了不同试验条件下涂层的损伤规律．提出了涂层失效的判定方法。

简介：提出了一种振动疲劳寿命预计的简便处理方法。在有适用的结构材料疲劳S—N曲线的情况下，利用计算或试验测得的构件临界部位的响应功率谱密度曲线，根据疲劳损伤量等效原则和疲劳损伤可“累积”原则折算所对应的疲劳损伤量。这种算法计算的宽带随机应变响应所对应的疲劳损伤量与折算所需的园频率ω0无关，避免了在计算宽带随机应变响的疲劳损伤时，需要根据工程经验人为地确定一个表征循环次数的频率值。

简介：本文基于多点约束的力学机理，对原始飞机结构模型的载荷施加形式进行等效，将NASTRAN模型中施加在RBE3主动点的载荷直接以集中载荷形式加在被动点（翼面节点）上。利用编写的处理程序对选出的工况进行处理，并对比了等效前后模型的总力、总力矩、最大应力值，及翼尖最大位移。可以看出，等效前后力、矩平衡，位移值大小一致，等效前后模型刚度保持不变。