简介：对推力室冷却通道内的人为粗糙度强化换热机理进行了分析,讨论了影响人为粗糙度强化换热的因素.对有、无人为粗糙度的平直冷却通道内流动进行了对比数值模拟,并以某特定发动机推力室为例,初步评估了人为粗糙度的强化换热效果.计算和分析表明:在推力室喉部附近设置人为粗糙度,可使推力室气壁温平均下降约43℃,在冷却通道内合理地设置人为粗糙度有利于高室压可重复使用发动机推力室的热防护.

简介：为改善进气道出口流场畸变对燃烧室性能的不良影响，开展了气动格栅设计。采用数值模拟方法，对扩压器、带气动格栅扩压器、扩压器-燃烧室和带气动格栅扩压器-燃烧室的三维流场进行了数值模拟。结果表明，进气道出口流场畸变，使扩压器出口流场均匀性变差，存在大面积的低速区和分离区；燃烧发生在火焰稳定器上游，燃烧室边区也出现大面积燃烧，导致组件容易被烧毁和组织燃烧性能变差；气动格栅能有效改善扩压器出口流场的均匀性，改善燃烧室性能。

简介：在纯气膜面冷却设计的单层壁短环形燃烧室试验件基础上，设计了局部双层壁结构，构成冲击＋逆向对流＋气膜复合冷却，并进行了单层壁火焰筒与双层壁火焰筒壁面冷却效果的对比试验。结果表明：相对单层壁的纯气膜冷却，由双层壁形成的冲击＋逆向对流＋气膜复合冷却方式使气膜段最高壁温下降，沿气膜流动方向壁面温度梯度减小。

简介：本文针对双级轴向涡流器和双油路离心喷嘴组合的气动雾化头部装置,通过试验研究了喷嘴主、副油路分别在不同供油压力下供油,形成的不同喷嘴一次雾化质量对头部气动雾化效果的影响,研究结果表明:喷嘴一次雾化质量对双涡流器头部的气动雾化效果影响较大.在一定的头部气动参数条件下,较高的供油压力形成较好的一次雾化质量,气动雾化的作用不明显:较低的供油压力形成较差的一次雾化质量,在气动力作用下能够得到较好的气动雾化效果,燃油雾化良好.这也表明在双涡流器气动雾化火焰筒头部装置中,喷嘴供油特性和头部气动参数之间进行合理匹配对保证和提高燃烧室各状态的综合燃烧性能是很重要的.本研究还验证了双涡流器气动雾化头部采用双路离心喷嘴供油的设计特点.

简介：

简介：借助于AutoSEA软件和实验手段，对类似于飞机机身舱段的圆柱壳结构的内部声压级进行了计算和实验测量，对结果作比较，并通过建立不同SEA模型，探讨复杂结构的SEA分析中子系统模态数和下限分析频率的关系，借用功率流分析，发现复杂结构的SEA低频分析，受给目标子系统主要传递能量的子系统的支配，这对SEA下限分析频率的确定和低频SEA模型的划分具有一定的意义。

简介：现在人们对美国何时对伊拉克开战以及对战争的程序和前景议论纷纷．说得很多。但对于美国对伊拉克战争结束后的重建问题．却很少听他们提及。日前．布什站在美国国旗下慷慨陈词．描绘了他心目中“新伊拉克”的景象“一个从战火中获得重生并具有美国式的民主，繁荣与和平的国度”．而且这种理想还将扩展到整个中东。届时美国“重造“的伊拉克将成为中东国家的楷模．也将有助于中东和平进程。

简介：为满足某型号运载火箭动力系统试验液氧加注温度要求，需对加注过程进行热力性能分析。通过对常规氧加注过程因漏热和流阻损失引起的温升、液氧泵效率损失引起的温升进行理论计算，得出常规氧加注过程液氧温度变化规律。此外，通过对过冷氧温度掺混特性进行理论计算和数值仿真，得出过冷氧加注的热力性能。上述分析结果与实测数据进行了比对，结果表明，理论分析结果与实测结果吻合性好，液氧加注过程热力特性分析方法正确可行．

简介：飞机平尾配重R区在试飞中出现疲劳裂纹，为再现R区局部裂纹产生情况和发展规律，在地面采用激振的方法模拟平尾的空中振动环境，对平尾配重R区进行了振动疲劳试验。试验中采用“装机状态”和“固定状态”进行试验，两种试验结果较真实地反映出裂纹产生规律，并对两种模拟试验方法进行对比分析。

简介：为满足飞机静力试验中位移快速测量要求，开发了大尺寸位移摄影测量分析系统。对系统进行了理论误差分析．通过在飞机结构静力试验中与拉线式电流测位移传感器进行了误差对比分析，大尺寸摄影位移测量分析系统不仅可以获取三维变形数据，而且具有更高的测量精度，多次实际使用结果表明，该系统测量性能指标满足飞机静力试验要求。

简介：锚碇体是悬索桥中重要的承力结构，它直接承受由锚索传递的全部载荷，因此锚碇体本身要有足够的强度和刚度以承受缆力，同时锚碇体围岩必须有足够的强度锚同锚碇体。应用ANSYS有限元分析程序对锚碇体、围岩及衬砌进行了强度计算，计算表明了给定载荷下锚碇体及附近围岩的应力和位移。

简介：运用PATRAN／NASTRAN分析软件，建立了飞机风挡玻璃结构的三维单元模型，对载荷和约束施加等提出一种方便的处理方法并进行了比较详细的描述，通过有限元分析，得到风挡的应力及其分布，为风挡的定寿、延寿提供了依据。

简介：本文从直升机尾桨动力学信号特征分析着手,从动力学特性影响方面分析了直升机尾桨产生故障的原因,并结合故障件的检查进一步确认故障原因,从而提出了从动力学信号分析故障原因的程序方法。

简介：导弹在飞行过程中与大气摩擦产生的热量，会降低材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器的安全飞行，带来安全隐患。通过气动加热工程算法确定表面热流密度，利用有限元分析软件MSC．Nastran和MSC．Patran，对四翼导弹进行有限元计算，给出温度场分布情况，为导弹的设计和制造提供依据。

简介：以燃烧室四热量平衡方程为热力模化分析和壁温计算模型，得到了较实用的模拟准则。用几种模拟压力下的计算壁温对设计点壁温的偏差考察了准则的可靠性。热力模拟准则与压力1．0次方或1．15次方燃烧效率准则相近，与1．75次方效率准则差别较大。热力准则在0．3倍设计压力以上的压力范围具有较高的模拟准确率。压力低于1MPa时，模拟壁温应作增加5％以上修正。

简介：本文介绍了直-8旋翼设计技术分析有关内容,包括旋翼基本参数选择、气动设计、结构动力学设计、疲劳设计、平衡与互换。

简介：经过对机身框段结构动力学特性的研究，同时通过对国内外的不同行业的碰撞分析方法的资料查阅，对某典型机身框段采用壳元素划分部件、spoltweld等一维单元连接部件建立典型机身框段的动力学有限元模型。经动响应计算与分析验证了该建模方法的合理性。本文的建模方法可为飞机薄壁结构有限元模型的建立提供一定的参考。

简介：在分析国内外空间推进技术（内容涵盖了星、船、弹、箭、器等领域）现状的基础上,梳理了空间推进技术的发展趋势和对我国的启示。在对未来任务和技术需求分析的基础上,对空间推进技术的发展趋势进行了预测,对存在的差距进行了分析,提出了发展思路和重点发展方向建议。

简介：介绍了审定维修要求（CMR）的相关概念及安全性分析与CMR之间的关系。从安全性的角度出发，对CMR项目产生的过程和方法以及风险暴露时间的计算方法进行了全面的分析，用于指导民机设计人员在安全性分析过程中确定可能的CMR项目。

简介：分析了变推力发动机采用的双调模式，用流量调节器控制推进剂流量。流量定位针栓式喷注器控制喷注压降，保证喷注速度基本不变。根据发动机系统特点建立了主要组件的数学模型，并根据模型进行了仿真计算，最后对发动机前管路流阻影响进行了分析。