简介：基于系留气球外场放飞试验中各典型结构部位的应变、过载与风速的实测结果，利用概率统计学与可靠性理论，提出了一套可行的应变与过载统计处理方法；给出了典型使用环境下气球结构的应变——概率统计结果，以及不同风速下的应变区间包线。并结合材料性能验证试验，建立了一个系留气球结构的强度性能评估方法。

简介：根据我国气候环境和要研型性性能，编制了适用于军机复合材料结构的标准加速湿热老化谱，并系统研究了国产材料体系的老化效应，得出了指导和修改结构设计的有益结论。

简介：阐述了试验载荷谱、激励方式、夹具设计技术、振动控制等四个关键技术。介绍了飞机结构件振动环境与其它载荷及环境的综合试验，同时对振动环境试验的发展趋势作一探讨。

简介：根据飞机结构可动翼面试验的要求，提出并比较了两种保证载荷大小和方向的加载方案，讨论了翼面偏角的测量方法和基于反馈的命令控制技术。经试验验证，飞机结构可动翼面加载方法是可行的。

简介：基于主动约束层阻尼结构及独立模态振动控制方法，利用压电驱动器／传感器和粘弹性材料与薄板构成的复合层压阻尼结构，在理论研究的基础上^[1]，对一组悬壁板结构进行了试验研究，给出了部分试验研究结果，分析总结了主动约束层阻尼结构的主要优缺点。

简介：采用胶-螺混合连接的目的一般是出于破损安全的考虑，得到比只有机械连接或胶接更好的连接安全性和完整性，但由于两者的连接刚度相差悬殊，通常只有胶接结构发生失效后机械连接结构才开始承力。针对该问题，开展了铝合金连接板、钛合金螺栓的胶-螺混合连接结构的传力分析研究。利用粘聚区模型模拟胶层的失效过程，并考虑了金属结构的塑性变形。同时，通过胶接、机械连接及胶-螺混合连接三种形式分别进行了方法验证，试验结果和模拟结果吻合较好，证明了所采用的胶-螺混合连接分析方法的有效性。另外，分别建立了单钉和双钉胶-螺混合连接结构模型，分析发现相对于胶接结构，单钉混合连接结构的承载能力并不会有明显提高。同时发现两钉胶-螺混合连接中两螺栓外侧的胶层由于较大的面外力会很快发生破坏，而两螺栓内侧的胶层由于螺栓的法向作用使得其只受纯剪切力，从而提高了该区域胶层的承载能力。鉴于此对混合连接构型进行了优化，很好地提高了连接强度。

简介：针对边条翼布局的双垂尾抖振风洞试验模型，通过垂尾模态频率关于刚度分布的灵敏度分析，确定垂尾刚度修改的最佳区域，对垂尾的刚度进行修改，从而减轻垂尾抖振的响应。模拟分析及风洞试验结果表明，对该垂尾刚度修改后的抖振响应减缓的效果明显。

简介：摘要：本文针对某机载控制设备，讨论了随机振动分析中机载设备结构以及减振器结构的仿真方法。采用Nastran分别对有减振器结构和无减振器结构进行了随机振动分析，得到了结构在机载振动环境下响应的加速度功率谱密度函数，通过对比研究说明了减振器对该结构具有较明显的减振效果。仿真结果合理可信，可以帮助和指导后续的减振器选型、环境振动试验以及进一步的结构改型。

简介：以试验研究为基础，对飞机典型结构在人工加速环境条件下的疲劳性能进行研究，并采用结构细节疲劳额定值(DFR)方法对环境条件下的疲劳试验数据进行了处理。

简介：简要介绍了中堆预研核心机高压涡轮部件的结构：从各组件的形式，联接，定心，传扭，封严及选材等方面分析了该部件的设计特点：并根据试车后解检查的情况得出了研制工作基本成功的结论，认为所取得的经验以后续工作有一定的参考价值。

简介：复合材料结构目视检测方法有多种，本文目视检测研究是采用详细目视检测（DET）方法，考虑了颜色、照明（光线）、清洁度、视力、专业资质和检测角等因素，探索目视勉强可见冲击损伤（BVID）检测方法，得到BVID的初步数据，为国内飞机复合材料结构设计用BVID和VID的定义提供试验依据。

简介：本文针对缝隙结构建立高超声速流动模型，分析了缝隙内部流动特性和传热机理，重点研究了缝隙内部气动加热问题。结果表明外部流动只会对缝隙上部产生较大影响，缝隙迎风面热流峰值是当地平板热流值的2．5倍。通过分析攻角、马赫数以及缝隙几何等参数对缝隙热流分布的影响规律，发现缝隙宽度是影响缝隙内部热环境的关键因素。

简介：研究了整体壁板结构的维修性，给出了合理的维修方法，正确设计了整体壁板维修板并作了试验验证维修方法是正确的。

简介：本文介绍了LabVIEW开发环境下数据采集与信号处理的实现方式。以计算机和NIDAQPad6016数据采集卡为主要硬件，LabVIEW8．6．1为软件开发平台，调用NIDAQmx库函数．构建能够实现信号采集与信号分析的多功能虚拟仪器系统。

简介：高速飞机设计必须考虑热应力影响,如何在高速飞机设计过程中进行热应力减缓已经成为设计人员关心的主要问题之一。针对膨胀梁结构,分别开展膨胀节和波纹板选型设计,对比了不同形状的膨胀节和波纹板的减缓热应力性能。数值仿真结果表明:采用膨胀节和波纹板设计的膨胀梁,Ω形最大应力水平为38.3MPa,而常规梁中产生的高水平热应力超过200MPa,说明Ω形热应力减缓效果非常明显。该研究可以为设计人员提供理论指导。

简介：以管道的弹性支撑刚度为设计变量对输液管道结构进行动力学优化设计，以达到改善整个管道结构动力学特性的目的。仿真算例表明，建立的输液管道动力学分析模型及计算程序是正确的，且通过优化管道的弹性支撑刚度可以改善整个管道结构的动力学特性，这对飞机燃油管道结构的设计具有指导意义。

简介：简要回顾了飞机结构健康监测（SHM）技术的发展背景、特点及可能的应用效益，探讨了飞机SHM系统的要求，讨论了飞机SHM技术进展、国内外研究及应用概况、存在的差距及发展趋势。

简介：冲蚀对热障涂层寿命和可靠性会造成严重影响,为深入研究热障涂层冲蚀失效机理,建立了等离子喷涂和电子束物理气相沉积两种热障涂层典型微观结构有限元模型,同时采用LS-DYNA软件模拟了热障涂层冲蚀失效过程。分析了不同微观结构对热障涂层冲蚀失效机理的影响,研究了冲蚀粒子的速度、角度和直径对冲蚀率的影响。结果表明:微观结构对冲蚀机理有极其重要的影响,无因次冲蚀率随冲蚀粒子的速度、角度和直径的增大而增大。此数值模拟方法可为进一步研究热障涂层的抗冲蚀性能提供参考。

简介：为验证飞行器热结构的综合强度进行了包括常温静力试验、热强度试验、热力耦合环境试验、耐声振试验以及静载作用下的振动试验等地面综合试验验证，并且采用正弦扫频试验方法在每个试验前后对热结构进行振动特性检查，通过结构振动特性的变化来确定结构是否发生损伤。试验表明：热结构通过了静力、热及热力耦合试验、静力与振动耦合试验，在热、热力耦合试验前后试验件的结构特征无变化，设计载荷试验后无残余变形，噪声试验暴露了试件的一些工艺缺陷，叠加静载的振动试验提高了热结构局部动刚度，每项试验前后的振动特性显示热结构的动力学特性均发生改变。

简介：以确定压气机转子结构方案为例介绍了计算机辅助设计的研究成果，阐述了设计过程，给出了参数化交互式典型零件图的绘制方法。指出这一辅助设计系统不仅可提高工作质量，缩短设计周期，而且可以实现结构优化，值得推广用。