简介：对绿色推进剂N2O，H2，CH3OH，C2H50H，CH4，C2H6，C2H4，C2H2，C3H8及C。H。的物性进行了全面比较，并采用吉布斯最小自由能法对9种氧化亚氮双组元推进剂组合的热力性能展开全面计算及分析。N2O／H2组合由于其最低的燃气平均摩尔质量而具有最高的比冲；N2O／C2H2组合由于C2H2很高的标准生成焓其燃烧温度可高达3823K；碳氢燃料在余氧系数d〈0．4富燃工况下燃气中含有固碳颗粒，且摩尔含量随着“的降低而急剧升高，喷管出口处可高达35％～40％；N2O／C3H8和N2O／C3H6组合拥有很好的空间应用物性和较高的热力性能，在压比Pc：Pe=70atm：1atm工况下平衡流比冲分别为2639m／s和2656m／s，具有很好的应用前景。

简介：本文采用MSC/NASTRAN分析软件对某直升机滑橇式起落架进行了弹塑性、大变形非线性分析,并与静力试验进行对比,理论计算与试验实测结果相当吻合,验证了理论分析的可靠性.

简介：提出一种基于模态迭加法和单元刚度矩陈的结构单元内力频响函数计算方法，并利用某悬臂梁功率谱响应计算验证了这一方法的正确性。

简介：介绍采用多点静压落差法测量风洞试验段的风速，并对其特点进行说明；针对低速直流式风洞稳风速控制困难，易受外部环境影响的问题，提出了一种多层前向神经元网络PSDNN。PSDNN神经网络的风洞稳风速控制系统不仅保留了原来的控制系统，同时还提高了稳风速控制的精度，为得到更好的试验数据提供保障。

简介：在直升机飞行中，为保证机组人员的生理健康和机载设备的正常运行，需为座舱创造适宜的温度环境。采用传热计算方法得到直升机座舱稳态热载荷并确定空调的制冷量为4000W，分析得到太阳辐射热载荷是影响座舱稳态热载荷的主要因素，适当降低座舱透明表面面积有助于减小空调的制冷量；通过对比空调试飞数据，验证此计算方法的可行性。

简介：针对某复材与金属连接件高温下由于热不匹配产生高水平热应力的问题，建立了包含多接触约束的有限元模型，对该连接件进行纯热和力热联合作用下接触分析，比较了不同间隙参数下计算结果，确定了复材与金属基座之间的初始间隙大小，从而降低了连接区域热应力水平，提高了连接强度和可靠性。

简介：航空发动机全权限数字电子控制系统飞行演示验证的成功标志着我国在航空发动机控制领域取得了重大技术突破。本文针对首次进行的航空发动机全权限数字电子控制系统验证试飞，简述了试验的目的、内容、方法，并根据试验结果及分析给出了试飞结论。最后，本文还对航空发动机全权限数字电子控制系统的发展和要解决的技术予以了展望。

简介：分析了全动翼面的非线性环节，并以目前国内规模最大、精度最高、技术最先进的地面共振试验系统——VXI-640系统为试验手段，运用多点正弦激励下的相位共振法对某型飞机全动翼面进行了模态测试，试验模态纯度高正交性好。以试验模态为数据依据，采用三种气动模型对某型飞机全动翼面进行了颤振分析，分析结果合理，从而论证了基于高精度GVT试验模态进行颤振分析的实用性和可靠性。基于GVT试验设计技术和共振试验虚拟技术，分析了未来利用修正GVT试验数据进行颤振分析的前景。

简介：宏微观双尺度弹塑性模型通过宏微观联系因子获得微观尺度上的塑性应变，它是探讨高周疲劳损伤累积及其破坏机理的有效理论方法。本文基于双尺度弹塑性模型基本理论，研究了宏观载荷作用下具有塑性强化机制的微观应力应变演变规律，编写程序算法实现了比例混合塑性强化微观应力应变滞回曲线的求解。利用有限元软件Abaqus建立了三维实体模型，通过弹塑性分析获得相应的应力应变及其等效应力应变滞回曲线。对比有限元与本文算法结果，校核了双尺度模型算法的有效性。

简介：飞机改变外挂后，需对全机带外挂结构进行地面振动试验或动力学分析以获得带外挂结构的动力学特性，用于重新评估飞机的颤振特性。以无外挂飞机的GVT模型与经验证的外挂FE模型为基础，通过混合建模，利用自由界面模态综合法，得到带外挂飞机的固有振动特性，并以此为基础进行颤振分析，为现役飞机带外挂改装带来极大的方便。工程算例表明了该方法的可行性。

简介：建立基于二次型最优控制原理的半主动起落架动力学模型，利用Matlab软件的Simulink工具箱对被动式起落架和半主动起落架进行了动力学仿真，获得起落架上部质量和下部质量的位移、速度、加速度的时域动态特性，并对仿真结果进行了对比分析。结果表明，半主动起落架有效地减缓了飞机着陆过程中的冲击载荷。

简介：振动疲劳问题在飞机薄板结构中广泛存在，严重时甚至会引起蒙皮撕裂。本文基于损伤力学理论框架，将其应用于振动疲劳损伤累积模型，并利用Python语言对ABAQUS进行了二次开发，实现了振动疲劳损伤形成和演化的过程模拟。针对飞机典型加筋壁板结构进行了振动疲劳损伤分析，模拟了损伤演化过程，并对加筋参数进行了优选。最后通过振动疲劳试验对分析结果进行了很好的验证，表明所选取的加筋参数能够提高结构的抗振动疲劳能力。

简介：简要介绍了某型直升机惯导在空中失效后出现载机抖动的故障现象，分析了惯导部件的工作原理，找出了故障发生的机理和原因，并制定了相应整改措施。

简介：给出了中国飞机强度研究所在民用飞机结构耐久性／损伤容限分析和试验技术研究方面的最新成果：包括耐久性／损伤容限分析技术，广布疲劳损伤的应力强度因子计算及剩余强度分析方法，大型飞机机身整体壁板结构耐久性损伤容限设计与分析技术，腐蚀环境下飞机结构使用寿命修正方法及日历寿命分析方法、大型壁板结构耐久性／损伤容限试验技术。

简介：摘要：为了从整体上把握基本随机变量对可靠性分析中响应功能函数分布的影响程度，提出了一种全局灵敏度分析的矩估计方法。在所提方法中，将四阶矩方法和Edgeworth级数展开式结合起来，有效近似响应功能函数的分布函数，从而解决了基本随机变量全局灵敏度分析中响应功能函数有条件概率密度函数和无条件概率密度函数在计算上的困难，为可靠性设计中全局灵敏度的求解提供了一种高效方法。在给出了所提方法的原理和实现步骤后，通过算例验证了所提方法的合理性和可行性。

简介：分析了某型直升机操纵系统尾桨载荷补偿器操纵摇臂在部队使用中产生磨损的原因,提出了改进的措施,并在使用部队得到了贯彻落实,提高了该操纵摇臂的使用寿命和直升机的安全。

简介：以某民用直升机典型结构件的RCMA/MSG-3技术分析为例,阐述并分析了直升机典型结构件RC-MA/MSG-3技术的分析流程和逻辑决策方法,为今后直升机典型结构件RCMA/MSG-3技术分析提供方法和参考。

简介：基于硅橡胶的本构关系,建立了线性模型和非线性模型两种粘弹性材料的蠕变分析模型,通过四剪块硅橡胶试样蠕变试验对建立的线性模型和非线性模型进行评估,确定了适合粘弹性阻尼器的蠕变分析方法,在此基础上完成了不同形变下的硅橡胶相对蠕变量分析,得出了粘弹性阻尼器有限蠕变结论,并就此结论分析计算出某型机实际外场使用时粘弹阻尼器的蠕变情况。

简介：国产某涡喷型发动机到寿送修时,发现附件传动机匣内一对伞型齿轮和轴承失效,考虑以往两次同类失效情况,通过对失效件的分析,找出失效的原因,提出了改进措施,并使这些改进措施在同类机型中获得了成功的应用.

简介：针对直升机的旋翼一机身气动干扰现象，建立了一种新的流场分析模型。对旋翼尾流采用自由尾迹方法进行模拟，分析探讨了在气动干扰现象的模拟当中全展自由尾迹模型的优越性。针对离散计算中尾迹涡线节点可能“进入”机身内部的非物理现象，提出了一种新的“物质线”修正法对节点位置进行修正。利用所建立的模型计算了孤立机身和旋翼一机身干扰情况下的机身表面压力分布随时间变化的情况，并同试验数据进行了对比，验证了所建立模型的有效性。