简介：通过对COMPASS有限元分析过程所涉及到的总刚度矩阵分解过程的研究。给出了一种利用拉格朗日乘子法构建增广刚度矩阵的分解方法，可以在一次刚阵分析中同时处理多点约束与单点约束，提高了COM—PASS系统的解题效率。

简介：电液伺服阀和非对称液压缸是大型飞机结构强度试验中主要的加载设备。目前二者的匹配特性未给予充分重视，可能造成试验加载设备工作能力不足，影响飞机结构试验运行。为此，本文搭建了悬臂框架的结构试验平台，对吨位为2t、行程1In的非对称缸和三种穆格公司的伺服阀进行了匹配特性的试验研究。经研究，阀控缸系统对应的比例增益P边界的获取方法被确定；边界内，P最大时二者匹配性最好；使用P边界的中间值时，阀控缸系统稳定裕度较大。本文研究方法使得结构试验加载设备工作性能有较大提升。

简介：详细介绍了液体推进剂的历史及国内外的研发现状,通过对液体推进剂研发现状的分析,提出了其未来发展趋势和研发对策.

简介：结合液氧/煤油发动机试车台测量系统设计、安装实际情况,全面系统地阐述了测量系统中的抗干扰技术及其在液氧/煤油发动机试车中的具体应用.主要包括:隔离技术、滤波技术、长线传输技术、接地技术、供电系统抗干扰技术.试车证明测量系统的信噪比优于50dB,且性能稳定、工作可靠、测量数据准确有效.

简介：分别从试验的总体思路、试验系统的设计技术、以及均布静压载荷的施加、静力及力矩平衡的形式、静压载荷的控制等方面探讨了振动环境与均布静载的联合加载试验技术，并应用虚拟测试技术完成某型号结构件的均布静压和振动环境联合作用下的结构动响应测试试验，试验表明：气囊模拟气动静压载荷作用下的飞机结构振动环境试验技术是能够应用于实践。

简介：用计算机绘制工程图，已在较广的范围中应用，但国内还很少用于绘制航空发动机总图。本文以新型发动机EJ200为例，探索了用AutoCAD软件包。在微型计算机上进行发动机总图设计、绘制的工作、说明用计算机能够画出令人满意的EJ200总图。

简介：在用SDAC数据采集系统进行应变测量时，存在着较大的测量误差。分析了该误差产生的原因，推导并给出了工程上的修正公式。

简介：通过对CFM56发动机进气锥，内外涵分流环与放气活门等结构改进和操作使用改进的说明，分析了该发动机如何改善了吞水能力。

简介：将时间反转理论应用于结构健康监测技术中，可以显著提高Lamb波在板结构中有效成分的能量，从而解决了其低信噪比的问题。同时，利用时间反转对波源的自适应聚焦能力与图像处理技术相结合，提出了通过信号中有效成分的能量聚焦来显示损伤位置和区域的方法。在复合材料板上的实验结果表明，该方法突出了损伤处有用信号的能量，较为准确地对材料结构中的损伤进行了定位。

简介：针对采集转子振动信号时信号中往往夹杂着噪声干扰的问题，提出了一种自寻优阈值的小波包降噪方法。该方法可对不同振动信号自寻优地设置阈值，且阈值的选取与所研究的信号有关而与信号长度无关；并根据采样定理计算不同转子转速对应的小波包分解的最低层数。对多种信号进行的降噪研究表明，该方法可有效降低转子振动信号中的噪声干扰。

简介：从航空发动机测试仪器的角度出发,对发动机测量仪器的发展及趋势进行了探讨,论述了虚拟仪器的概念、发展、体系结构,阐述了虚拟仪器的构建技术及航空发动机自动测试系统中的应用前景.

简介：介绍了作者研制开发的整体压气机转子优化设计程序及对某发动机压气机第一、二级和第四至七级盘彭焊接转子进行的优化设计分析和取得的良好优化效果，除较大幅度减轻了转子重量外，其强度，低循环疲劳寿命储备、转子变形等均有不同程度的改善。

简介：介绍了高超声速推进装置的三种工作模态,总结了高超声速推进装置的优缺点,给出了研究重点.

简介：1994年2月4日,日本成功地发射了第一枚H—Ⅱ运载火箭。这次发射成功预示着日本的宇航事业美好的发展前景。H—Ⅱ运载火箭将做为日本九十年代到下世纪初的主要空间运载系统。它最显著的技术特点主要体现在它的第一级发动机LE—7和第二级发动机LE—5A。这两种发动机均以液氢为燃料,液氧为氧化剂。独特的发动机设计特点,使得H—Ⅱ运载火箭跻身于世界航天技术行列中并成为其中的佼佼者。LE—7和LE—5A是以LE—5发动机的技术为基础发展起来的。LE—5发动机是完全依靠日本技术研制出的第一种低温发动机,并成功地应用在H—Ⅰ运载火箭的第二级上。本文着重介绍日本低温发动机研制的历史,展示这些发动机独特的设计以及研制中所遇到的技术问题。

简介：研究了基于部件特性修正的航空发动机稳态性能模型修正方法,并通过对部件特性的研究总结了部件特性修正因子选择原则。以此为基础,提出了基于多状态试验数据的发动机性能模型修正方法,并采用双轴涡扇发动机地面试验节流特性数据对稳态性能模型进行修正。结果表明,采用单个试验状态数据修正后的稳态性能模型不能完全满足工程使用要求,使用基于多状态试验数据修正后的节流特性转速范围内模型计算精度与修正前相比有很大提高,验证了该方法的有效性和实用性。

简介：在飞机结构的使用与维修过程中，形成或产生维修大纲之外的损伤不可避免。本文针对结构维修手册之外的民用飞机金属蒙皮结构AD／FD类损伤及其损伤部位开展耐久性／损伤容限评估研究，参考国内外民机结构维修方法，以期建立民用飞机结构超手册修理的损伤评估方法，为国内民用运输类飞机超手册修理提供参考。

简介：壁板颤振是壁板结构在高速气流中发生的一种自激振动现象，特别是超音速和高超音速飞行器上特别容易发生这种现象。壁板颤振引发的非线性振动将对高速飞行器结构的疲劳强度、飞行性能和飞行安全带来不利的影响。随着高速飞行器研发工作的开展，壁板颤振问题将得到越来越多的重视。根据目前国内外高速飞行器壁板颤振的研究现状，介绍了壁板颤振的六种分析模型并从结构理论和气动力理论出发详述了这种分类的依据。阐述了温度、气流偏角、壁板几何尺寸及边界条件对壁板颤振的影响规律。并介绍了目前用于分析壁板颤振问题的频域和时域方法并总结了各种分析方法的优缺点。最后归纳了目前对高速飞行器壁板颤振研究得出的几个重要结论，提出了今后在高速飞行器壁板颤振研究中需要解决的若干问题。

简介：概述了蒙特卡罗法的一般原理，采用了一种新的伪随机数产生方法并进行了相关检验，然后结合概率损伤容限介绍了相关应用，讨论了随机变量的分布形式对于可靠性评定的影响。研究了基于蒙特卡罗法的随机裂纹扩展计算方法，用以计算含裂纹结构的可靠性，通过算例证明了其可行性。与传统方法相比较，该方法具有简明易用的特点。

简介：由于强大的涡流会使先进战机机身产生裂纹破坏，常规的全尺寸疲劳试验已经不能有效验证和解决先进战机大攻角飞行状态下后机身和尾翼的疲劳破坏。如何分析和评估复杂疲劳载荷对机身结构寿命产生的影响是航空强度领域急需解决的研究难点，本文以澳大利亚航空与航海研究实验室针对F／A-18进行的动态疲劳试验为例，介绍了国外先进飞机动态疲劳试验验证技术发展的进展，给出了我国动态载荷在全尺寸飞机疲劳试验方面的研究方法和相应途径的建议。

简介：压气机试验器中,试验件排气节流容腔的大小对压气机特性试验结果,特别是对喘振边界有较显著的影响.对于小型压气机试验器,因设备尺寸小,试验件转速高、流量小等特点,使得小容腔节流装置的设计难度加大.通过分析、对比为压气机试验器设计了一套小容腔节流装置,经初步调试,证明该设计是成功的.