简介：中国飞机强度研究所针对各种航空平台机体结构强度的需求，在飞机结构耐久性／损伤容限和可靠性分析与验证、动强度设计与验证、新材料结构强度设计分析与验证、计算结构技术与强度虚拟验证、飞机结构综合环境强度分析与验证、航空噪声／振动环境研究与验证、全尺寸飞机结构静力／疲劳试验技术等方面开展了大量的预先研究工作。本文简述了中国飞机强度研究所近期在预先研究方面的主要进展和取得的研究成果，对结构强度的前沿研究方向作了分析，还对国内飞机结构强度研究需要加强的若千方面提出了几占、建议。

简介：为了研究复合材料层压板的铺层方向以及裂纹混合比例对层间裂纹分层扩展的影响规律，本文进行了相关试验。结果表明：在Ⅰ型层间裂纹分层开裂中，裂纹易于在0°铺层间扩展；在各种类型的分层开裂中，相应的0°单向板的断裂韧性均可以作为下限值而偏安全；混合断裂韧性（Ⅰ型断裂韧性＋Ⅱ型断裂韧性）随裂纹混合比例的变化而变化，呈现类似正弦曲线变化的规律。

简介：本文讨论研究可改变方向的悬臂梁非线性系统参激振动并利用速度二次项对其振动控制。讨论中认为末端带集中质量块悬臂梁的第一阶模态具有决定性的影响，对系统位移响应采用单阶Galerkin截断方法处理将描述梁的偏微分方程转化为常微分方程。本文应用非线性梁方程中加入二次速度反馈项进行控制，对控制方程应用多尺度方法得到幅频关系并作稳定性分析，最后用数值方法分别讨论外谐振下线性阻尼项、梁非线性系项、二次速度控制项增益和激励幅对悬臂梁振幅在不同方向下的影响。

简介：试验设备的性能和完好状态，直接关系到科研工作的进展和成败。因此，必须对设备的改造给以足够的重视，并在人力，资金和管理制度上加以落实。

简介：以高空模拟试车台空气加温炉为研究对象，利用数值模拟方法对加温炉燃烧特性、出口空气温度等进行了计算和分析。结果表明：现有空气加温炉由于采用自然进气方式，热能利用率仅为0．2左右。在此基础上，结合高空模拟试车台改造要求，对该加温炉改造方案进行了重点研究。改用三台燃烧器方案后，可有效提高加温管出口空气温度的均匀性，温差基本控制在8K内；合理选择燃烧器安装位置及炉壁辐射参数，加温炉的热能利用率可达0．4以上。

简介：二级标准测力机的技术改造，不仅实现了力学计量的自动化，大大降低了力学计量操作人员的劳动强度，提高了力值量传的准确性和可靠性，而且为科研生产和型号试验提供了可靠的计量保障。

简介：给出了带裂纹机身壁板剩余强度准则。并给出了剩余强度、疲劳裂纹扩展以及裂纹转折分析的实施方法和应注意的事项。同时对壁板设计和剩余强度及裂纹转折试验提出了几点建议。可作为设计分析和试验研究人员的参考。

简介：简要介绍了SB101高空台燃油加温系统的用途、设计方案、设计技术要求、工作原理、主要设备和调试结果.

简介：空间转移飞行器和其它动力及推进系统都需要长寿命的涡轮泵,现在涡轮泵中所使用的滚动轴承无法提供足够的寿命来满足这些应用。在许多高速透平机械应用中,流体箔轴承在较宽的温度和工质范围内,表现出了长寿命和高可靠性的优点。然而在低温工质中,有关箔轴承性能的现有数据还非常少。美国的国家航空和航天管理局(NASA)以及AlliedSig-nal空间系统与装备公司(ASE)共同合作研究了片式柔性箔轴承在液氧和液氮中的性能。马歇尔空间飞行中心(MSFC)和ASE合作进行内部研究和发展计划,这项工作论证了箔轴承的最小承载量在液氧中是1.834兆帕,在液氮中是2.427兆帕。而且,还得出了箔轴承的直接阻尼系数为7×10~3到8.75×10~3牛·秒/米,为上面级发动机涡轮泵设计的箔轴承在液氮中的阻尼比是0.7到1.4。通过本次试验的结果以及在空气循环机械及其它应用中多年来的成功使用经验,美国准备用片式柔性箔轴承在液氧涡轮泵中进行试验。

简介：简述了仿真技术的内容、分类及其在航空动力系统的应用和特点；介绍了国外航空动力仿真技术的现状和发展；调查和分析了我国航空动力仿真现状及存在的问题；提出了今后15年我国航空动力系统仿真技术发展规划思路的建议。

简介：利用GEMCHIP程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20～30％。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。

简介：本文是对当今国际上喷嘴雾化研究和技术发展情况进行综述与概括的第一部份，主要介绍航空燃气轮机喷嘴的发展。后面还将继续缩述喷嘴的试验技术，试验方法的研究，加工工艺对喷嘴雾化影响的试验及非航空用喷嘴的发展。同时还要介绍我国的喷嘴研究在国际上所做的贡献。

简介：根据二维声腔模型的声学试验结果和四分之一波管的理论公式,给出了直孔(槽)声腔和四种有进口肋声腔的有效深度计算公式.用该公式对几个推力室进行验算,得到可借鉴的声速比数值范围.依据设置声腔的二十多个推力室的稳定性鉴定试验数据,统计得到声腔相对开口面积的经验公式.

简介：目前正在研究采用F-1的衍生物——F-1A作助推发动机,采用SSME作上面级发动机。现已完成了F-1A发动机再次启动的性能评估研究。已确认该发动机改型项目的总数达224项,最直接的问题是生产现代化或利于规模生产。研究中未找出至关重要的技术问题。对SSME的评估着重于高空起动或轨道再起动组合使用的模拟。本文讨论了入口压力变化及热响应相互之间的关系。对阀的工作程序和发动机上控制孔板作了小小调整,使发动机的高空起动模态与地面起动的情况相同。发动机的轨道模态还要求有少量推进剂进行再循环并稍加一些加热控制,以确保在初始射入后从一个轨道到三个轨道的满意起动。

简介：空间推进技术通常可分为常规化学推进、电推进、微推进和新型推进4大类.常规化学推进是目前航天器的主要推进方式,性能继续提升.电推进已成功证明其优势和可靠性,在各种卫星和深空探测器上大量应用,且朝更宽泛功率的方向发展.蓬勃发展的微小卫星对微小推力、小质量、低功耗的微推进提出了迫切需求.无毒化学推进、太阳帆推进、核推进等新型推进技术正在加紧研制或进行空间飞行试验.首先综述国外卫星和深空探测器等航天器的各类空间推进技术应用和研究现状,然后分析其发展趋势,最后提出对我国空间推进技术的发展建议.

简介：本文讨论了推力为222.4kN、上面级膨胀循环发动机先进的膨胀燃烧室的设计和研制。由Pratt-Whitney液体空间推进公司完成研制任务,任务来源于美国空军研究实验室(AFRL)的合同要求,用于支持综合高收益火箭技术(IHPRPT)项目。先进的膨胀燃烧室的设计,可以增强冷却剂的换热效果,改善系统的推重比,增加比冲,提高可靠性。这些好处将通过设计、研制、高热流试验以及小型推力室在膨胀循环下承载9.51MPa室压的能力而得以完成和验证。

简介：基于双变量曲面拟合，本文发展了轴沆玉气机和涡轮特性计算的新方法。该方法避免了发动机性能模拟中冗长耗时的部件插值计算。用新方法计算了某型涡扇发动机的压气机和涡轮特性。计算结果与实验结果吻合很好，表明了新方法的有效性。

简介：本文提出了近年来遇到的几类可能引起试验件损伤风险的情况，并给出了比较有效的试验保护方法。

简介：高能液体推进剂的发展有四个方面:金属化凝胶推进剂、高密度吸热型碳氢燃料推进剂、纳米材料液体推进剂、添加含能材料的液体推进剂.本文围绕高能液体推进剂的发展方向,综合论述了国内外的研究现状和应用前景分析,并提出了我国技术发展的初步思路.

简介：本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。