简介：叙述了把气动装夹应用于试验工装,组成自动、半自动的工装夹具,从而给试验工作带来定位准确、快速装夹、维护方便等诸多优点.文中列举分析了一些利用气动装夹的试验范例,通过对原有夹具及改进后夹具的图解对比分析,进一步阐述气动装夹的利用价值及其广阔的应用空间.

简介：提出一种利用改进的B样条经验模态分解（B-splineempiricalmodedecomposition，BS-EMD）识别时变结构瞬时模态参数的方法。针对B~EMD的端点问题，采用基于Levenberg-Marquardt（L-M）算法的BP神经网络对BS-EMD进行改进。进而结合Hilbert变换，将这种改进的B~EMD方法应用于时变结构的参数识别中。仿真算例结果表明，改进的BS-EMD可以有效抑制端点效应问题，利用该方法能够有效地追踪时变结构的瞬时频率。

简介：简要介绍了飞机舱内吸声测试技术的理论，并通过实例论述了在半消声室实验室内利用机身声学试验平台，采用合理的试验方法，对座舱段不同声学结构的吸声特性所进行的测试和分析。

简介：通过对强度概念及公式的分析，推导出计算位移变化率的公式，基于杆提出了几何刚度和弹性性系数的概念，并把它应用盱破坏预估及模型修改。

简介：推进剂利用系统调节器最初设计为非线性调节。鉴于非线性的一些缺陷,后来改进为线性调节。本文介绍了这种线性调节器的设计方法.本方法避开了复杂的解析计算,借用非线性调节器的试验数据,用半经验的工程方法解决了原认为难以解决的设计问题,在实际应用中取得了良好效果。

简介：对I-DEAS软件有限元模块的功能和特点作了简介，并对这一模块作了开发，编制了计算正交各向异性发动机叶片、盘强度振动的专用程序与I-DEAS相接的数据转换程序TRANS-TO-IDEAS，并将涡轮气冷工作叶片与盘接触应力分析结果送入了I-DEAS，再利用I-DEAS软件功能作出了有限元网格、应力分布图。进一步推广处理了一实验所测得的火焰筒温度场分布，得到满意的结果。

简介：针对某涡扇发动机检测设备的不足，采用基于PXI总线的控制器和数据采集卡建立某涡扇发动机综合检测系统，充分利用现代计算机的资源进行自主开发，将发动机静态校准仪、动态测量仪和振动检测仪的功能合而为一．并增加试车检测功能。这对于提高发动机作战效率具有重要意义。

简介：在六种湿热环境下对九种复合材料湿态时的开孔拉伸、开孔压缩强度以及常温自然干态情况下的层间剪切强度，三点弯曲强度与模量进行了对比试验研究。试验结果表明：新型复合材料的强度性能同T300／5405和T300／QY8911相比大大提高；高湿热环境对复合材料层压板的开孔拉伸强度几乎没有影响，但却引起开孔压缩强度的大幅下降；采用缝合工艺虽可使复合材料的层间性能及损伤容限有一定程度地提高，但却造成材料吸湿量的大幅增加，致使其压缩强度及耐湿热性能出现明显下降。

简介：受外廓尺寸限制的火箭发动机喷管设计以及能产生最大推力的喷管造型等问题,在过去的几十年里已引起了不少研究者的注意。最近发现,在喷管的出口流场的控制面上引入“不连续性”,可以减少喷管长度。本报告给出了喷管型面的计算和推力性能比较。这里提及的控制面包括两区域,内区包含超音速膨胀流,其速度和流动方向角是随半径增大而增大的。外区包含受喷管型面影响的流场,它呈现出随半径增大而流动方向角交小的特征。在内外区的接合处,引入流动方向上的不连续性和相应的速度等熵变化,通过等熵压缩波在此接合面处相交实现“跳跃”。在控制面的上游,流动保持等熵。在本报告中所示的计算方法表明,喷管长度的减少量,是与跳跃的大小和沿控制面的位置相关联的。可以想象,只需少量的推力性能损失就可实现喷管长度的大幅度减少。这种设计观点最有希望应用在空间发动机的设计中。

简介：在法国凡尔塞举行的第六届国际空间会议上,欧洲航天比较详尽地向世界展示了其航天动力技术的过去、现在和未来.本文记录了本次会议的情况,分析了当前国内外航天动力的发展趋势和我国空间推进技术现状,提出了我国空间推进技术的发展建议.

简介：为保证新研制的导向叶片在发动机上可靠工作，须先对其进行冷效试验，以验证气膜冷却的气动参数、几何参数对冷却效果及涡轮气动性能的影响。试验件结构设计中根据相似原则，采用单层干烧结构，并采用UG参数化建模和装配、间隙分析减小装配误差和干涉，提高了冷效试验效率。试验件内温度场、压力场较好，具有良好的耐温性、密封性；试验件设计中，配合更换试验件耐热材料，较常规水冷式试验件结构简单，且加工周期缩短一半，造价减少约60%。

简介：研究了铺层厚度、铺层比例、铺层主方向角和厚度多项式对机翼气动弹性性能的影响，利用COMPASS分别对复合材料直机翼、三角翼和前掠翼3种机翼布局进行了位移、频率、发散和颤振速度约束下的气动弹性剪裁设计，获得了不同铺层参数下的优化设计结果。算例计算结果表明，采用多种设计形式能够充分挖掘复合材料使用的潜力，有效地改善机翼的气动弹性性能。

简介：本文以多外挂飞机模型为例，探索基于模态综合技术，即利用无外挂飞机的试验模态数据，和经试验验证的外挂有限元模态数据的模态综合，获得带外挂飞机不同组合状态的固有振动特性。本项目的研究成果可以在飞机挂载方案改变时，快速的对挂载飞机的振动特性进行预计，确保挂载飞机动力学特性满足设计要求。并可在试验现场，根据快速预计的结果指导GVT试验，以便缩短试验周期、提高试验质量。因此具有一定的工程应用价值。

简介：摘要：通过对大型气候环境实验室进行系统划分，梳理工艺系统组成，分析试验任务对试验控制、试验测试、数据管理和试验展示等功能的需求，选择当下主流的工业自动化过程控制方式，搭建了实验室的综合控制管理系统架构，进而指导该系统详细设计工作的顺利开展。

简介：描述了用真实飞机机身段进行隔声试验的试验测试技术和测量方法，描述了用Y8C飞机机身段改装的试验段，以及为了保证试验结果可靠所采用的保证措施。同时，介绍了利用改装的Y8飞机机身段，对侧壁进行了不同状态的隔声试验，试验结果表明用飞机机身段来模拟飞机结构进行隔声试验，以及采取相对应的试验测试技术，会得到与真实飞机隔声相近的结果。

简介：介绍了复合式气冷涡轮导叶的冷却效果试验研究.试验结果表明,导叶在宽广的冷气流量比范围内,具有良好的冷却特性,经模化分析,在发动机状态下,叶片中截面相对冷却效果为0.69,达到了设计指标.

简介：应用遗传算法解决液体火箭发动机减损控制律综合分析这个典型的多目标优化问题,可以解决传统优化方法在该问题中的局限性。分析了遗传算法在解决液体火箭发动机减损控制律综合分析中的具体应用问题,如编码方案、种群设定、适应度函数设计、约束条件处理、选择机制、交叉与变异操作以及遗传算法有关参数的确定等,分别给出了可行的取值参考范围。应用SPEA进行了仿真计算,结果表明遗传算法在综合分析减损控制律时是有效的,为智能技术在液体火箭发动机减损控制中的应用提供了方法探索。

简介：首先利用奇异值分解滤波算法，对测量参数进行滤波处理，进而合成发动机性能综合指数。针对性能综合指数为不等时间间隔的情况，在改进灰色预测模型中引入新陈代谢思想，提出一种基于免疫粒子群优化权值的改进灰色模型与支持向量机相结合的性能指数预测方法。仿真实例表明：组合模型的预测精度明显高于改进灰色预测模型，略高于支持向量机模型；且对于大多数样本点，组合模型的预测结果变化更加平稳。

简介：从试验与分析相结合的途径，探讨了基于两类子结构模型（无外挂飞机子结构的地面振动试验模型，外挂子结构的有限元模型）的带外挂飞机模态综合试验技术，对研究可能涉及的关键技术进行了讨论，其目的在于达到在未做全尺寸带外挂飞机地面振动试验（GVT，GroundVibrationTest）的情况下，获得带外挂飞机系统整体振动特性；在试验现场，基于飞机机体GVT结果快速预估带外挂飞机的振动动特性，从而为带外挂飞机GVT提供优化激振力矢量，提高试验效率和精度。

简介：给出了一种基于EIFS分布的概率耐久性/损伤容限及破坏危险性综合分析方法。该方法利用裂纹扩展模型直接确定EIFS分布并避免进行断口金相分析。对于检查维修后的使用间隔的裂纹尺寸分布可用维修后经过修正的EIFS分布表示。并给出了在给定的检修间隔时破坏危险性计算。