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：推力室收扩段无焊缝成型是某型号发动机研制的关键技术之一,由于收扩段结构复杂且加工变形量大,所以工艺设计难度很大,为制定合理的工艺方案,本文采用有限元方法对成型过程进行了仿真计算,设计了整体冲压和分瓣胀型所需的模具尺寸,并给出采取热处理的合理次序。

简介：经过对机身框段结构动力学特性的研究，同时通过对国内外的不同行业的碰撞分析方法的资料查阅，对某典型机身框段采用壳元素划分部件、spoltweld等一维单元连接部件建立典型机身框段的动力学有限元模型。经动响应计算与分析验证了该建模方法的合理性。本文的建模方法可为飞机薄壁结构有限元模型的建立提供一定的参考。

简介：为了避免飞机结构试验的灾难性破坏，在试验前要对试件的破坏载荷与部位进行预估。基于积木式虚拟试验验证思想，从小部件着手对结构破坏进行预估和试验仿真，以求对大试件的破坏预估提供方法和经验。通过工程半经验法和有限元屈曲分析这两种方法对一模拟直机翼盒段进行了破坏预估分析。

简介：针对某型机中机身加强框在前期全机静力试验中出现高应变梯度的现象，在全机有限元模型基础上，对该框段及其周围部件建立了细节有限元模型，同时考虑了部件的细化和连接关系的细化，得到了与试验应变相接近的结果。通过对该区域传力路径的分析，确定了高应变及高应变梯度产生的原因，并用考虑材料塑性影响的极限载荷法计算了该框段的极限承载能力，为全机试验的继续进行提供了部分依据。

简介：介绍了光纤布拉格光栅复用技术，在复合材料盒段试验中采用波空混合复用技术，实现了分布式FBG传感网络系统。经试验验证，波空混合复用分布式FBG传感网络系统，是一种可满足工程实用要求，且经济的FBG传感网络解决方案。

简介：S弯隔离段可以解决进气道出口和燃烧室入口处在不同水平高度的飞行器在结构设计上的困难。为考察来流马赫数为2．0时S弯构型对隔离段流场结构和性能参数的影响，在不同边界条件下对3种不同转弯方式的s弯隔离段和等直隔离段进行数值模拟。结果表明，在流场结构方面，S弯隔离段入口拐角处出现斜激波／膨胀波的相交与反射，上、下壁面分离区交替扩大、缩小。在抗反压性能方面，中心对称型和后部转弯较急型隔离段性能稍逊于等直隔离段，前部转弯较急型隔离段性能与等直隔离段相当。在总压恢复性能方面，高反压时前部转弯较急型隔离段性能最好，但在低反压时流场存在剧烈振荡，总压恢复性能最差。因此工作在高反压条件下的隔离段推荐采用前部转弯较急型，而低反压条件下则采用另外两种比较合适。入口边界层厚度对s弯隔离段流场结构和性能的影响有限。

简介：民用飞机客舱和飞机驾驶舱必须要有相对较为安静的声环境，研究机身舱段在声激励下的舱段内声场分布情况具有很重要的意义。以Y7机身声学试验平台为研究对象，主要研究声激励下测量机身舱段内声压级分布图时，传声器的布放方法及位置。为了准确而有效的得到机身舱段内声压级的分布图，在声压级测量过程中引入了插值泫，并分析捅值法在机身舱段内传声器布放方法研究中的应用。最后在半消声室内进行机身舱段内声压级的测量试验，通过试验验证了插值法在飞机机身舱段内声压级分布图中的可行性和有效性。研究结论对以后的测量工作有一定的实用价值。

简介：通过对载荷工况下叶片伸根冷却孔区域的应力分析，材料试样的P－S－N曲线和结构模拟件疲劳寿命试验结果的综合分析，给出了置信度95％，可靠度99．9％下伸根段的安全使用寿命，为故障的排除和定性分析提供了理论依据。

简介：本文以金属加筋盒段结构为研究对象，针对不同几何尺寸的盒段试验件在纯弯曲载荷作用下的承载能力，分别利用极限载荷法和约翰逊法进行了预估，并结合试验数据进行了对比研究。本文的研究将为实际工程应用提供针对性较强的快速分析手段和方法，为试验的顺利进行提供技术支持。

简介：飞机座舱壁板结构及舱段结构的声学试验技术是飞机舱内噪声控制中最主要的研究内容，通过试验研究可以为舱内噪声控制提供设计依据，并对降噪方法进行效果验证。通过壁板及舱段结构声学试验研究，简要介绍了试验中采用的新技术和技术发展情况，如壁板结构的隔声试验技术、传声器测量的改进方法、壁板及舱段结构透声路径识别等。

简介：首次使用MSC／Patranthermal2001软件建立某飞机整体油箱部段三维瞬态温度场计算模型，用MSC／Nastran2001求解器进行了模型的三维瞬态温度场分析，该模型模拟了发动机表面与导风罩之间的面一面辐射，油箱外壁对外部空间的热辐射，以及进气道冷空气与导风罩之间对流换热等多种复杂边界条件，在软件不具器单元死活功能的条件下，成功模拟了飞行过程中燃油的消耗。

简介：本文主要讲述了火神发动机喷管延伸段冷却性能的热分析研究工作。根据测量数据,采用简单的热节点模型,得出了喷管壁温和气壁换热系数。用热节点模型验证了Volvo宇航公司使用的标准预测法。建立了在异常和与期望温度值有偏差的情况下的冷却性能预测系统。本文还阐明了如何从飞行试验获得的有限信息来准确和可靠地预测验收试验以及飞行期间火神发动机喷管廷伸段冷却系统的效能。

简介：本文对我厂正在研制的新型液氧煤油发动机喷管扩张段钎焊所需的焊料切制设备—焊料滚剪机的设计要求、设计方案、结构优化设计分析及设备特点等进行了具体分析和详细论述。

简介：飞机结构使用寿命必须满足规定的可靠性指标要求，提供了适用于军用飞机机体结构的使用寿命可靠性符合性判据和符合性检查要求与方法，只要能有效地控制制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量，例如铆接和螺接紧固孔保持其ai值小于0.125mm孔边角裂纹；并能实现经济寿命超过使用寿命，在使用寿命期内不会出现功能性损伤；就能保证出厂飞机机体结构拥有使用寿命必然是：能满足基本可靠性指标要求，并能有效地防止和避免灾难性疲劳破坏发生的可靠性使用寿命。

简介：

简介：在理解现行国军标和适航条例的基础上，给出了保证结构完整性的安全性指标体系，并且说明了指标的理论和实践依据。

简介：介绍了模拟板由小模型到大模型的研制过程.着重讨论了模拟板小模型与大模型在流场总压恢复系数、周向不均匀度、低压区范围等方面的相关性问题.研究结果表明由小模型到大模型的研制方案是正确可行的.

简介：本文介绍了单个模型叶片包容试验，并将此试验结果与斯贝MK202发动机应力标准（EGI－3）中单个压气机叶片的包容曲线（仅叶身）进行了比较。本文初步得出结论：斯贝MK202发动机应力标准（EGD－3）中单个压气机叶片的包容曲线（仅叶身）可做为类似的单个压气机叶片（仅叶知）包容性计算的根据。

简介：提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dualrocket-basedcombinedcycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。