简介：基于有限元与工程法相结合的思路，利用轴向压缩载荷作用下蒙皮屈曲有效宽度的刚度缩减方法，实现了采用线性迭代求解方法来解决加筋壁板的后屈曲问题。与传统结构有限元后屈曲分析方法相比，此方法直观易懂，耗费时间较少，易于工程人员掌握。算例表明：相较于对结构直接进行线性和非线性有限元分析，采用本文方法的破坏载荷预估值与试验结果更加接近。

简介：提出一种基于MSC．Nastran／Patran的一体化框架结构有限元模型自动生成的方法。该方法在给定梁端点坐标、外部荷载及载荷点坐标、约束点和材料属性的条件下，根据一体化框架的坐标形式，分类定义了梁单元的方向，以空间直线的交点作为梁单元的分界，从而自动形成MSC．Nastran的完整有限元模型。通过MSC．Nastran计算，在MSC．Patran平台自动显示计算结果。实际应用表明此方法在处理一体化框架计算模型自动生成的问题上具有可行性和有效性，为试验夹具的设计与定型提供理论支持。

简介：随着深空探测技术的发展,对深空探测器的环境温度要求越来越高,姿控发动机用电磁阀的最高工作温度由原先的80℃上升为140℃。为满足深空探测技术对阀门的高温环境要求,进行了两组试验,通过常温电磁阀的动作试验、验收级热循环试验（10-90℃）、鉴定级热循环试验（0-100℃）以及流阻试验进行比对,筛选出可耐高温的阀芯密封材料（PFA）。采用该阀芯密封材料的阀门顺利通过高温电磁阀的热循环试验（-15-135℃）、热真空试验（-15-135℃）、力学试验以及50万次寿命试验的验证,试验过程中以及试验后,采用该阀芯密封材料的阀门行程、漏率和响应特性等性能参数稳定。证明该阀芯密封材料可满足深空探测系统对阀门的高温环境要求。

简介：本文介绍了一种用于试验数据三维显示的数据映射方法——节点位移修正法。该方法通过迭代实现对有限元模型中测量点处的局部作用力进行修改，从而达到修正有限元计算位移值目的。文中介绍了该方法的具体实现途径及程序流程，并以某机翼为算例来验证算法及程序的可行性，算例中有效的减小了测量点上有限元计算值与测量值的相对误差，使数据替换后的位移场的现实效果相对平滑。

简介：为验证一种新型超／跨声压气机叶片造型方法——B样条控制中线角叶型、贝塞尔曲线控制叶型厚度方法（BMAA方法）的有效性，分别与原有的可控扩散叶型定制造型和任意中线造型进行平面叶栅对比试验。结果表明，BMAA方法得到的跨声叶型，具有比定制叶型更优的气动性能；BMAA方法得到的超声叶型，具有与任意中线叶型相似的气动性能；与传统叶片造型方法相比，BMAA方法具有更高的效率，可提高叶片的气动负荷。

简介：给出了一种基于裂纹扩展速率确定加筋板多裂纹应力强度因子的试验验证方法。该方法是根据恒幅载荷下的裂纹扩展速率。并且该方法所得到的结果证实了类比法确定加筋板多裂纹应力强度因子的可用性。

简介：描述了先进的燃料和氧化剂泵驱动涡轮的空气动力学设计。正在研究将这些新结构所体现的技术应用于目前正处于初级设计阶段的美国政府属下的国家运载系统的主推进系统。该系统的主发动机将使用一个气体发生器循环,产生高于272,400kg的推力,并具备节流能力。泵驱动涡轮的设计要求由先进的气体发生器发动机循环所限定,要求有很高的比功以减小气体发生器系统的流量并增大比冲。高功要求与低温泵所需的相对低转速结合起来,导致涡轮级的高负荷。介绍了详细的设计过程,以及燃料和氧化剂涡轮的最终基本结构。还描绘出叶片静压力分布以及流量特性。所描述的涡轮设计方案是各工作成员成功合作的结果,其中来自不同组织的许多设计人员以互助合作精神工作在一起。两种涡轮结构都采用“非常规”的高旋转叶片(约160。),预计与传统的结构相比在成本和性能方面都具备很大优势。

简介：

简介：液氧/甲烷推进剂组合凭借其比冲性能、绿色无毒、空间贮存特性及原位资源利用等综合性能高的优势,被NASA选定为未来化学空间推进的主要发展方向。Morpheus着陆器顺利在肯尼迪航天中心完成自由飞行与自主着陆试验,标志着NASA的液氧/甲烷空间推进技术达到了从单项技术开发走向系统集成应用的新里程碑。介绍了Morpheus着陆器的研制历程与研发模式,针对其采用的液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统,详细介绍了系统构成、推进剂输送方案和供应管路热控方案,以及可变推力主发动机和滚动控制发动机的设计原则、研制历程、涉及的主要技术问题与解决措施等。

简介：通过减振器产品零件匹配研究，确定减振器成品重量控制优化方法，降低人工匹配的工作强度，提升控制效率和精度，为成品有重量控制要求的产品生产提供参考。

简介：在热振联合环境试验中，常用的振动控制方法会由于控制传感器失常而导致试验失败。针对这一问题，本文提出了一种适用于工程的开环振动控制方法，并将该方法应用于试验中。试验结果表明，此振动控制方法能有效地避免由控制传感器失常而导致的振动中止，同时振动控制过程平稳，控制精度满足国军标要求。

简介：本文设计了一种基于压电元件的频率自适应动力吸振器，通过施加预应力改变结构弹性元件的刚度，实现了频率在线可调，利用有限元仿真分析其振动控制频段。为了验证吸振器的振动控制效果，选取典型飞机壁板进行试验，结果表明：频率自适应动力吸振的设计可行有效，在其设计频率处能有效的控制壁板振动，大大提高了工程应用价值。

简介：提出了一种改进二分法的被动振动控制，它能够根据外界环境变化自适应调整电感大小，很好的克服被动控制鲁棒性差的缺点。在恒定激振力单模态和随机激振力下，将改进二分法的被动控制仿真结果与传统的被动控制仿真结果进行比较，从结果我们可以看到这种新方法控制效果理想。

简介：柔度影响系数矩阵是机翼结构刚度特性的一种重要表征方法，本文针对大展弦比机翼结构的受力和变形特点，将机翼等效为一个薄壁梁结构，大大减小了计算规模。然后利用切面刚度计算程序计算出分布弯曲刚度和分布扭转刚度，再根据薄壁梁的单元刚度矩阵总装后得到结构的总体刚度矩阵，经过奇异性处理后最终得到机翼结构柔度影响系数矩阵。通过柔度影响系数矩阵计算得到扭角与挠度值，与试验值相比符合性较好。

简介：空间航天器的推进装置,因一系列的技术要求,在历史上就趋于专业化.这些技术要求往往不适用于地面系统.这些特殊要求包括:安全性-推进剂常常是较危险的,如有毒、有害、易燃或压力高等;特殊的环境-热环境、机械环境、辐射和失重状态;可靠性-一旦进入轨道,就不可能再有机会更换出了故障的装置.推进系统装置可分为两类:推进剂贮箱和火箭推力器.它们除了应用于空间技术,在其它方面并无用处.因此"商用成品化"(COTS)的思维似乎不太合适.然而,通过工程改进推进系统,COTS在材料和加工方面可降低成本和风险.本文将描述推进装置的典型应用并介绍萨里太空中心是如何使用COTS理念的.推进系统的管路是由各种用电子和机械控制的电磁阀、压力传感器、压力调节器、过滤器和温度传感器等构成.它们既可作为空间项目的特殊工程进行研制,也可采用COTS作为航天设备的替代产品,萨里太空中心侧重于后者.通过有所创新的系统设计,COTS装置完全可以使用.

简介：构造了求解欧拉方程组的一类新的L^1稳定的二阶精度Boltzmann型差分格式，对激波管及微波反射问题进行了数值试验，结果令人满意。

简介：针对直通道逆流型和45°叉流型两种结构形式的、适用于燃气轮机的一次表面换热器在大雷诺数工况下的流动换热特性,开展了数值模拟研究。将直通道逆流型换热器的数值计算结果与换热器校核计算结果进行了比对,发现两者结果较为吻合。同时还对比分析了两种结构形式对一次表面换热器流动换热性能的影响。结果表明,由于波纹板呈45°交替放置,45°叉流换热器内部流动复杂,局部存在明显的涡流强化换热,气体流动通道内的速度、温度分布极不均匀;此外,45°叉流换热器的换热性能强于直通道逆流换热器,但其冷热两侧压降也大幅增大。通过分析换热器的内部流动换热特点和主要性能参数,为一次表面换热器芯体优化设计提供了依据。

简介：交变载荷作用下薄板裂纹扩展试验，轴向压缩导致薄板失稳，产生弯曲应力，会影响试验结果的有效性。本文设计了防止压缩失稳的夹具，为实现薄板在交变载荷作用下的裂纹扩展试验提供了解决方案。

简介：在中法合作的涡轴发动机试车台认证项目中,针对试车台功率测量系统,首次开展了测扭器零值动态校准工作,突破了以往测扭器校准停留在静态校准的做法。在此基础上对水力测功器进行动态校准,采用曲线拟合方法建立水力测功器扭矩校准公式并嵌入到其功率计算程序中,最后对水力测功器测量精度进行了试验验证。结果表明:测扭器零值动态校准后,水力测功器在发动机相同设计转速下与基准试车台功率相对计算值之间的差值由最小0.017降至0.008以内,大幅提高了试车台功率测量系统的测量精度。

简介：在全机动力分析中，对机身建模有两种不同的观点，一种是将机身建成梁式结构，另一种是将机身建成由长桁、隔框和蒙皮组成的简式模型。分析了两种建模方式的优缺点，并依据飞机总体设计的概念，按相似理论对吹风模型动力特性设计的方法，仿真构造了在研飞机，并按两种方法建成有限元模型，分别进行了全机振动特性分析和颤振分析，论证了两种建模方法的一致性。