简介：详细介绍了某重型燃气轮机天然气燃料燃烧室全温全压试车台建设，及全温全压排故试验。建立的全温全压试车台满足使用要求，积累的试验台建设经验为后续更高指标的试验器建设奠定了技术基础；燃烧室全温全压试验重现了电厂故障，验证了燃烧室壁面烧蚀的原因，为燃烧室现场排故及后续优化设计提供了技术支持，同时也获得了宝贵的全温全压燃烧室排故试验经验。

简介：印度自己构想的“军事威胁”主要来自两个方面，分别是北面的中国和西面的巴基斯坦。印度是世界四大文明古国之一，为南亚地区的最重要国家，目前拥有广大的国土与超过10亿的人口。由于与西邻的巴基斯坦长期敌对。双方在过去数十年不仅数度爆发战争与冲突，而且一直进行着军备竞赛，迫使贫穷的印度投注大量资源搞军备，因此，印度拥有强大的军事实力，成为区域性军事强权。

简介：简要介绍了磁性轴承、整体式起动／发电机和燃气涡轮发动机分布式控制系统的工作原理、发展状况和关键技术。

简介：俄罗斯拥有庞大的航空工业，其军用飞机的年出口量与美国相当，某些产品的技术性能甚至超过美国，例如重型运输机，轻型战斗机和重型远航机的设计已达到世界最高水平，其它产品也与世界最先进技术差距不大。

简介：VXI-640GVT系统是以当前国际上最先进的VXI总线技术为平台而研制成功的国内最大规模的全机地面振动试验系统，该系统由AgilentVXI数据采集前端和MTSI—DEASTest模态测试分析软件，并配以自行研制的纯模态软件组成。介绍了VXI—640系统的主要组成及系统特点，该系统已成功地应用于飞机振动试验和其它结构的振动测试。

简介：对非对称外挂状态飞机的颤振特性作了分析，并对计算结果进行了窜支自动跟踪及可视化处理，取得满意的结果，为非对称密集模态飞机结构的颤振分析和数据处理积累了许多有益的经验。

简介：在结构热试验中为了更准确地模拟高速飞行器的受热情况，需要采用全方程热流密度控制方法。该控制方法将地面结构热试验与理论计算相结合，可考虑到气动加热与结构热响应的实时耦合效应，能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对模拟气动加热过程实施快速、准确的动态控制。采用该方法对某热试验进行控制，将试验结果与温度场分析软件计算结果进行对比，结果符合良好，验证了全方程热流密度控制方法的准确性，提高了结构热试验模拟精度。

简介：本文归纳总结了全机静力试验中作业平台的功能和结构特点，并通过分析当前作业平台的优缺点，对未来作业平台的设计和发展做出展望。

简介：由于强大的涡流会使先进战机机身产生裂纹破坏，常规的全尺寸疲劳试验已经不能有效验证和解决先进战机大攻角飞行状态下后机身和尾翼的疲劳破坏。如何分析和评估复杂疲劳载荷对机身结构寿命产生的影响是航空强度领域急需解决的研究难点，本文以澳大利亚航空与航海研究实验室针对F／A-18进行的动态疲劳试验为例，介绍了国外先进飞机动态疲劳试验验证技术发展的进展，给出了我国动态载荷在全尺寸飞机疲劳试验方面的研究方法和相应途径的建议。

简介：本文介绍了在全机静力试验利用计算机自动控制进行协调加载时,控制软件如何控制飞机姿态;试验加载载荷分配的方法;在各个试验阶段加载分别采取什么样控制方法及在试验过程中人工干予措施等。

简介：对于金属飞机机体结构，开展全尺寸结构耐久性试验主要目的是：验证紧固孔原始疲劳质量控制效果；验证经验寿命是否超过使用寿命，在使用寿命期内是否会出现功能性损伤；为最终给出满足可靠性符合性判据要求的使用寿命（包括飞行小时与飞行次数）提供依据。在探讨全尺寸飞机机体结构耐久性试验原理基础上，形成便于工程实施的耐久性要求和方法。同时涉及在完成耐久性试验的全尺寸机体结构上开展验证民飞机服役日历使用寿命的试验要求和方法。

简介：利用CFD软件CFX-TASCflow对具有试验数据的跨声速HTA涡轮导向器流场进行了计算,结果表明,计算的叶面等熵马赫数分布和出口气流角与试验值吻合良好;而计算的总压恢复系数与试验数据存在一定的差别.

简介：探索了全厚度缝合的复合材料闭孔泡沫夹层结构低成本制造的工艺可行性及其潜在的结构效益。为了比较，用同样的材料和工艺制造了未缝合泡沫夹层和密度相近的Nomex蜂窝夹层结构。完成了密度测定、三点弯曲、平面拉伸和压缩、夹层剪切、结构侧压和损伤阻抗／损伤容限实验研究。结果表明，泡沫夹层缝合后，大大提高了弯曲强度／重量比、弯曲刚度／重量比、面外拉伸和压缩强度、剪切强度和模量、侧压强度和模量、CAI强度和破坏应变。这种创新的结构形式承载能力强、结构效率高、制造维护成本低，可以在飞机轻质机体结构设计中采用。

简介：采用计算流体力学方法开展了超燃冲压发动机流场二维及三维数值仿真,获得了发动机流场结构及流动细节.探讨了二维简化计算的适用性及不足.通过对发动机各部件受力的分析,得到了发动机初步性能,并就支板及凹腔的减阻设计提供了一些参考.

简介：针对某飞机研制试验中，对试验周期的要求，开发了提高试验效率的两种技术方法：电液伺服控制的液体充压技术和疲劳试验加载速率优化技术，介绍了这两种技术方法的原理，给出了其实现的过程及应用效果。

简介：分析了全动翼面的非线性环节，并以目前国内规模最大、精度最高、技术最先进的地面共振试验系统——VXI-640系统为试验手段，运用多点正弦激励下的相位共振法对某型飞机全动翼面进行了模态测试，试验模态纯度高正交性好。以试验模态为数据依据，采用三种气动模型对某型飞机全动翼面进行了颤振分析，分析结果合理，从而论证了基于高精度GVT试验模态进行颤振分析的实用性和可靠性。基于GVT试验设计技术和共振试验虚拟技术，分析了未来利用修正GVT试验数据进行颤振分析的前景。

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。

简介：主要的研究工作是建立了以三维非定常N—S方程为主管方程的计算非定常气动力的高效计算方法，采用颤振方程和N—S方程耦合求解，时间推进的方法计算结构响应特性。发展了一种对既带有结构非线性又含有气动非线性的多重非线性的复杂颤振系统响应特性的分析方法。对全动操纵面转轴带有硬弹簧和间隙型非线性刚度的颤振系统进行了分析，计算结果表明这类系统具有复杂的极限环特性。

简介：良好的机体动力学设计可以有效地降低直升机机体的振动水平。直升机机体动力学设计的前提是准确计算直升机机体主模态的固有频率。提出了基于集中质量模型的全机固有频率计算方法,并以某型直升机为例将此方法计算结果与有限元计算结果以及试验结果进行对比,结果表明该方法相比传统有限元方法具有计算快,能够突出全机的主要动力学特征,同时避免局部模态对主模态的干扰的特点,计算精度满足工程实际应用的需要。

简介：转子箍环结构能减小风扇尖部振动，但引入箍环结构后形成的尖部泄漏流会影响高负荷风扇的气动性能。首次利用全三维数值模拟方法，研究了转子箍环结构对风扇性能的影响。模拟过程中，采用多块网格技术，生成转子箍环与机匣间容腔复杂几何结构的网格。结果显示：泄漏流对转子尖部流动及总性能参数影响很大；优化的转子机匣容腔结构可有效减少泄漏流，改善转子尖部流动，提高总性能参数。