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：可变几何通道控制执行装置的动态特性,直接影响到航空发动机的进气和排气性能。以一几何通道控制执行装置为研究对象,阐述了其基本结构和工作原理;建立了可变几何通道控制系统数学模型,并运用AMESim建立其仿真模型,重点分析了油嘴Ⅰ直径、油嘴Ⅱ直径、作动筒活塞杆直径、作动筒活塞直径、负载等参数,对可变几何通道控制执行装置动态特性的影响,为同类产品的设计、改进、改型和性能优化提供了理论依据。

简介：某泵压式液体火箭发动机是我国首台采用强迫起动方式的补燃循环发动机。结合发动机特点建立了强迫起动模型，进行了系统级冷调试验，根据试验及仿真结果确定了发动机起动参数及起动程序。针对试车暴露的问题，采取一系列措施解决了起动超调、起动爆燃、推力室点火冲击大及喷注器起动变形等问题。研究结果在发动机试车中得到验证。

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：基于机身壁板剪切载荷承力特性，给出一种机身壁板剪切载荷试验方法，该方法采用“D”字形装置模拟机身圆桶结构，通过合页将机身壁板和“D”字形装置连接组成单闭室盒段，以扭转单闭室盒段的方式施加机身壁板剪切载荷。为验证试验方法，设计加工了机身壁板试验件和试验装置．并完成了验证试验。试验实测应力与理论应力基本相符。且实测应力分布较为合理，证明了该方法是正确的和工程可行的。该方法已应用于C919飞机机身壁板剪切稳定性试验。

简介：超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果，主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST）等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。

简介：介绍了短环燃烧室流量分配的计算方法和程序，指出了该方法的特点，即将计算战面移到了压气机出口，引入了扩压器的计算，考虑到帽罩的存在对头部进气量进行了修正。同时提供了一些新的经验关系式，并对其应用前景做了评价。

简介：通过对国内外登月舱下降发动机的研究历史及最新进展的综合分析，提出了我国登月舱下降发动机初步方案：挤压式系统方案，重点考虑N2O4/MMH组合，也可以考虑LOX／煤油组合；泵压式系统方案，重点开展LOX／LCH。膨胀循环变推力发动机技术研究。开展载人登月舱下降发动机的技术研究将对我国月球探测、火星探测等工程提供坚实的技术保障。

简介：为有效考核液体火箭发动机的工作可靠性,需要通过地面试验验证摇摆软管低温疲劳特性。摇摆软管低温疲劳试验系统承担试验时涉及的摇摆环境模拟、低温压力环境模拟、轴压平衡等关键技术。摇摆驱动分系统利用水平放置的2个液压伺服油缸作为驱动单元驱动十字轴带动摇摆软管摆动,模拟摇摆软管的安装边界及摇摆工况。低温压力供应分系统向摇摆软管内腔输送一定压力的液氮,模拟摇摆软管低温以及内压环境。内压平衡子系统通过设置在摇摆软管内的轴压平衡装置平衡内腔压力产生的轴向载荷,避免在内腔压力作用下伸长。某型氧化剂摇摆软管低温疲劳试验结果表明：摇摆软管低温疲劳试验系统能够实现摇摆软管双向摇摆和单向摇摆等疲劳试验工况,试验环境和边界条件与摇摆软管实际工作状态基本一致,试验参数满足要求。

简介：对聚三氟氯乙烯（PCTFE）试片结晶度和力学性能关系进行了试验和分析，在此基础上测试了不同工艺方法和工艺参数下的压制制品结晶度和力学性能，初步建立起了PCTFE制品压制工艺、结晶度与力学性能关系。试验结果表明：试片的力学性能不能直接反映制品的力学性能，通过控制PCTFE制品压制工艺参数和工艺方法，可以改变制品的结晶度，提高制品的力学性能和质量稳定性。

简介：建立考虑过载的流量调节器静态数学模型，研究过载影响调节器静态特性的规律，为预估过载对发动机性能的影响提供参考。研究表明：纵向过载单一因素引起的流量偏差、启调压降偏差与过载系数近似呈线性关系，过载不改变流量特性的线性度和负载特性差率。

简介：综述了各向异性单晶叶片强度分析和寿命预测方面的一些研究工作.这些工作包括:建立并验证了弹塑性、蠕变滑移本构模型及蠕变持久寿命预测方法;进行了不同晶体取向DD3单晶在不同温度、不同速率或不同温度、不同应力水平下的拉伸试验、蠕变、疲劳及热疲劳试验;开发了大型单晶结构有限元分析软件SLAPSC和ABAQUS的umat;用双剪切试样和模拟叶片等系列试验对模型和有限元进行考核.并应用上述试验研究的结果,对某发动机单晶涡轮叶片进行了强度分析和寿命预测.

简介：依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。

简介：介绍了利用噪声实验室中的混响一消声室隔声试验设施，用测试的手段来研究ARJ21机身壁板、声学试验平台吸声层和蜂窝装饰板经过不同方式组合构成的隔声结构件的隔卢特性。

简介：通过测量不同工况下双辐板涡轮盘壁面温度、盘腔内气流压力和温度分布，研究了盘心冷气流量、转速及盘缘加热量对盘内流动与换热的影响。结果表明，双辐板涡轮盘试验件壁面温度随转速的上升而下降，随盘缘加热量的增加而上升；由于盘缘加热，整个壁面温度在径向上沿盘面逐渐上升；由于离心力作用，盘内气流压力随转速的上升而略有升高；转速越高换热效果越好，盘内气流温度越低。

简介：飞机结构静力试验载荷谱是每个加载点载荷一时间历程，编制载荷谱是飞机结构静力试验设计中一项重要工作。以型号试验经验为基础，从试验加载形式、载荷谱构成人手，通过总结分类提出了载荷谱编制标准化方案，完成了载荷谱编制通用程序设计，有效提高了静力试验设计效率。

简介：介绍了某微型发动机转子在高速动平衡试验台上，在一阶临界转速附近进行柔性转子动平衡的方法，步骤。介绍了临界转速及平衡转速确定的方法和结果。高速转子去平衡结果表明，在平衡转速下，使转子达到了较高的平衡精度，振幅明显下降，能安全越过临界转速，并降低了转子传给发动机机匣的振动和减少了轴承负荷。

简介：本文叙述了国内外要控扩散叶型的各种设计方法和实验研究情况，介绍了可控扩散叶型的发展历史及它在多级轴流压气机中的应用，并提出了今后的发展方向。

简介：液体火箭凝胶推进剂燃烧特性是凝胶推进技术发展的关键问题之一。综述了液体火箭凝胶推进剂燃烧特性研究状况与进展，详细阐述了凝胶液滴燃烧机理，总结分析了凝胶推进剂燃烧特性三种试验研究方案和四种理论研究模型的特点，指出了研究凝胶推进剂燃烧特性的重要性并对进一步的研究工作提出建议。

简介：首先对工作模态分析（OMA）方法进行了综述，介绍了NExT法和频域分解法的理论基础，并以某型无人机的模态试验检验了OMA识别方法的应用效果，同时给出了OMA识别方法与ModalStar纯模态法的测试结果对比，对OMA的工程适用性进行了探讨，为OMA方法的工程应用提供参考依据。