简介：进行民用飞机外部噪声源分离与识别测试，对于控制各种噪声源，降低民机适航噪声是十分必要的。通过采用螺旋形传声器阵列，配以多通道数据采集、高速摄像等系统，完成了多架次进场条件下飞机噪声源分离与识别测试，得到了民机外部噪声源分布情况。在此基础上，总结了民用飞机外部噪声源分离与识别测试方法，为下一步开展相关噪声控制方法研究提供必要的技术支持。

简介：运用MSC．Patran和MSC．Nastran分析软件，建立了热激励设备的三维单元模型，通过面一面辐射计算得出照相区域温度分布，同时，为了确保温度均匀，在照相视宽不变的前提下，把热激励设备底端周向变大，使得结构由圆筒形式改为圆台形式，圆台内壁面对照相视域增加热的反射效应使得该区域温度趋于均匀。此研究的方法在结构热强度试验装备的设计中具有较大的应用潜力。

简介：基于激振力矢量优化和虚拟验证技术，提出了一种飞机地面振动试验的相位共振和相位分离一体化方法。具有密集模态的法宇航GARTEUR飞机模型实验应用证明了这一方法的有效性。本项研究对于改进复杂飞机机体结构的模态识别质量和效率具有重要工程意义。

简介：在过膨胀火箭发动机喷管中,当壁面气流压力与环境压力之比达到一定值时气体会从喷管壁分离。这种气流分离及其理论预估是过去十年中试验和理论研究的课题,而且为预估气流分离而建立的各种模型和所做的各种假设已经得到很大发展,既有理论模型,也有纯经验模型。本文借助于在DLR(德国航空航天研究院)所建立的数据库,对不同模型进行了论述,几乎包括了所有公开发表的气流分离数据。本文对一种新的、更加准确的分离准则提出了看法。试验时,在喷管中观察到两种不同的气流分离现象,即自由激波分离和受限激波分离。对这两种现象都进行了详细讨论,并描述了压缩波和膨胀波。对于自由激波,排气羽流中可以产生三种不同的激波结构:有规则的反射激波、马赫盘及帽状激波。这些激波除了存在于过膨胀喷营外,在满流喷管中也存在。对现有火箭发动机喷管,如SSME或火神号发动机喷管,所得到的数值结果与试验照片在定性方面是一致的。对不同类型的激波现泉进行了讨论。另外,对至今还未深入了解的受限激波分离现象也给出了解释,分析了它产生的原因和条件。结果是喷管型面的形状极大地影响着气流分离的形式。根据气流分离得到的这些结果,提出了对侧向载荷产生原因的看法。

简介：飞机结构在飞行过程中同时承受气动载荷和振动载荷的联合作用，这两种载荷的耦合加载试验对于飞机结构成为一项重要的研究内容，所以有必要对此类试验的耦合加载方式及其可行性进行研究。此次试验以气囊加载静载／常规疲劳载荷状态下试验件的振动响应测试为目的，设计符合试验要求的试验件和整套加载装置，得到了气囊5种不同加载情况下试验件振动响应变化情况，得出了以下结论：（1）气囊模拟静载／常规疲劳载荷加载不会大幅改变结构本身振动特性，此耦合试验方法所模拟环境比较接近飞机结构真实载荷环境；（2）加载气囊的个数、部位及加载力的不同对试验件结构的振动响应有一定影响，应增加气囊蓄能器或在试验前进行分析以选择合理的加载点。

简介：基于薄板弯曲理论，采用梁函数组合法对悬臂板进行动力特性分析，推导了在变转速状态下悬臂板频率和振型的解析解的一般表达式，提出了在离心力场和温度场效应下研究叶片“频率转向”的新方法，建立了计算悬臂板各阶频率和振型的理论依据。同时，采用Matlab软件分析了在离心力作用和不同工作温度下，叶片的“频率转向”特性和模态振型的变化规律，并较为详细的讨论了T=25℃时，在“动频交叉点”附近（第2，3阶频率线交叉点附近）叶片的模态振型。仿真结果表明，工作温度越高，动频交叉点处对应的旋转速度越高；孤立的弯曲模态、扭转模态不会与其他模态耦合而导致频率转向；第2阶二弯模态振型没有明显的变化，第3阶一扭模态振型基本不变。

简介：二级发动机地面试车时游机喷管内气流要出现分离现象,直接影响二级主机和游机的性能计算结果,长期以来一直是我们发动机理论研究面临的一大难题。本文提出的游机短喷管和大喷管分离准则及分离位置的确定方法,喷管内气流分离时游机地面比冲及地面推力的计算方法,成功的解决了这一问题。

简介：利用结构声强技术，分析了声激励下无限大薄板结构中弯曲波的结构声强与辐射声强，并将利用声辐射法得到的平板结构传声损失与传统方法的计算结果进行了比较，讨论了输入功率与结构声功率、辐射声功率三者之间的关系。

简介：某型机在飞行过程中,起落架舱上方的客舱地板振动比较剧烈。由于起落架舱与起落架机轮之间存在缝隙,这种结构形式使得飞机在巡航阶段,气流经缝隙进入舱体内部,激发振动和噪声。本文首先对起落架舱的内部声场进行了计算,获得了舱内的非定常流场脉动信息以及舱内壁面的噪声频谱信息,此声场激励引发了气密地板的模态振动,导致气密地板和客舱地板振动比较剧烈;然后针对客舱地板的振动过度区域进行了减振隔振设计,并基于全机动力学有限元模型进行了仿真验证,优选了一套减振设计方案,使得客舱地板的振动响应水平明显下降,表明减振措施是合理有效的。

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：英国追星者公司目前已将其液氧／煤油火箭发动机——邱吉尔MK3公之于众，该发动机可产生147000牛顿的推力，是自20世纪70年代以来英国制造的此类发动机中最大的型号，主要用于满足追星者公司提供低成本卫星以及太空旅行发射的需求，发射场计划设在新墨西哥。

简介：对本所体制改革的进展情况进行了初步的总结，既找出了实行“一所两制”的某些基本规律，展示了改革的良好效果，又摆出了尚待解决的种种问题，为今后深化改革提出了新的研究课题。

简介：Moog公司开展卫星用冷气推进系统组件的研制工作已15年多了,本文介绍了冷气微推力器、小型压力调节组件、高压隔离阀和加注泄出阀四项技术,给出了这些组件的设计方案、工作情况以及试验结果和性能数据。小型压力调节组件入口压力高达10.35MPa绝压、氮气流量达10000sccm时,出口压力范围是0.242±0.035MPa绝压;文中还介绍了微推力器阀在低温（-60℃）和常温条件下的工作寿命和内泄漏数据,该阀动作100万次以后,氦气内泄漏量为3.8×10-7sccs。

简介：58号大型试车台，是罗·罗公司为推动英国制造业发展及提升产品性能，于2007年在英国德贝投资建设的大型试验设备。

简介：为研究三维时序效应对多级涡轮效率的影响，采用课题组自主研发的三维CFD计算软件NUAA-Tur-bo，对GE公司高效节能发动机两级高压涡轮进行了非定常数值模拟。其中，边界条件的设置采用了相位延迟方法。计算结果表明，涡轮性能参数计算结果与实验数据基本吻合。先后验证了二维时序效应、三维时序效应对涡轮流场的影响，并利用非定常计算结果进行了分析。证实应用三维时序效应，可改变第一级转子叶片尾迹在第二级转子叶片前缘的相对位置，以及第二级转子叶片不同叶高处吸力面尾缘的附面层流动，最终能够提高涡轮效率。

简介：俄罗斯总统弗拉基米尔·普京和巴西总统费尔南多·恩里克·卡多佐计划就两国间的空间合作项目召开讨论会。据俄罗斯国家航天局称,他们可能会加入巴西的VLS火箭计划。此外,他们还可能参与阿尔肯塔拉发射场改建项目(预计经费为20亿美元),以便使地理位置优越的阿尔肯塔拉发射场能够适应俄罗

简介：CFM国际公司近期公布了关于下一代窄体客机发动机Leap—X项目的一些技术数据．包括降低16％的燃油消耗。为了减重，Leap—X发动机的风扇叶片边缘将采用钛合金，叶身将采用利用三维组合树脂转换浇铸法生成的复合材料。采用这种风扇叶片材料能够使叶片抵挡更强的冲击。

简介：机身整体擘板损伤容限的有限元分析中要考虑裂纹处中央筋条断裂的建模，为了更准确地模拟裂尖附近的应力场，实现对裂纹扩展路径的模拟与预测，在考虑通透型裂纹扩展建模的考虑上，对框和长桁用壳元代替梁元进行了模拟，论证了其可行性，同时考虑了网格的稀密和偏心的影响。还对两种建模方式用线性和几何非线性两种方法的静力分析进行了比较并论证了模型具有几何非线性，分别对试件的变形、蒙皮、框和长桁及其它们的同一部位最大应力进行了比较，论证了两种建模方法的一致性，为下一步损伤容限的有限元分析中对框和长桁分别用壳元进行模拟提供了有力的论证和可靠的分析模型，为综合验证试验件的设计定型提供了依据。

简介：介绍了利用声强和传声器阵列进行声源识别和定位的方法，以实验分析为基础来探讨声强法和传声器阵列法在声源识别和定位中的应用，并对两种测试方法进行比较，对在不同环境及不同需求下进行声源识别测试方法的合理选择提供依据。

简介：针对热结构螺栓连接常用的实体螺栓建模、MPC约束和梁单元模拟等两种建模方法，以搭接结构为研究对象，建立了考虑接触传力、传热的瞬态热力耦合分析有限元模型，对比分析了在温度边界和热流边界设置下温度和应力计算结果的差异性，评估了不同螺栓连接建模方法在热结构响应计算方面的适用性。