简介：结合航空发动机高压涡轮机匣优化设计绿带项目,通过对高压涡轮机匣结构因素的优化,改善了转子与静子间的热匹配特性,保证了该型涡轮小叶尖间隙设计,阐述了六西格玛设计的方法和工具在航空发动机预先研究中的运用。通过应用客户需求分析、产品质量屋模型和试验设计分析等,确定了机匣的关键设计因子和传递函数,并通过仿真计算表明设计满足产品使用要求。采用的方法具有通用性,对航空发动机同类产品的六西格玛设计具有一定的指导作用。

简介：试验研究了国产复合材料缝合结构的吸湿特性、基本力学性能及湿热效应，层板缝合后的吸湿量大约提高30％左右，弯曲强度下降20％左右，层间剪切强度提高大约20％；吸湿对缝合结构的性能影响不大，仅对压缩强度有15％左右的影响；高温严重影响缝合及未缝合结构的性能，特别是压缩性能，对缝合层板的影响大于未缝合层板，在170℃高温下，未缝合层板压缩强度保持率为17．8％，而缝合层板仅为14．6％，设计高温环境使用的缝合结构应特别注意。研究结果可供结构设计参考。

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：飞机的装配和安装工作在飞机制造中占有重要的地位,飞机装配和安装工作量占到整个飞机制造工作量的50％～60％。在传统的飞机设计生产过程中,飞机装配中的问题只有靠实物协调才能发现和解决,效率低,成本高,而采用计算机辅助设计技术,使在设计阶段中解决装配问题成为现实。本文结合S-92尾斜梁的设计全过程,阐述了三维实体数字化预装配技术(DPA)的概念、特点和基于CATIA软件一种方法。

简介：声强技术具有能够快速准确地测量结构隔声性能、识别结构透声路径等优点。应用声强技术及混响室、半消声室等实验设施。开展了飞机壁板结构的隔声测量。一方面通过对平板结构的隔声测量提出了混响室一半消声室隔声测量的声强法。并利用这种方法进行了飞机壁板的隔声测量：另一方面在隔声试验窗上及机身声学试验平台上，针对飞机壁板结构利用声强技术开展了识别透声路径的研究。结果表明。利用混响室一半消声室隔声测量的声强法能够方便快捷地进行飞机壁板结构的隔声测量。评价结构的隔声性能：利用声强技术还可以进行壁板结构的透声路径识别。为进一步进行壁板声学处理及舱内降噪技术的研究奠定某础。

简介：利用课题组自主开发的三维非结构隐式N—S计算软件CU—Turbo，采用气热耦合计算方法，对MarkⅡ内冷径向涡轮导向叶片、带气膜冷却涡轮导叶MTl的流场和温度场进行了数值模拟。计算过程中，隐式时间推进中Jacobians矩阵采用对Roe通量的一种近似方法求解。结果表明，计算值与试验值吻合良好，验证了气热耦合计算方法的实用性和有效性，为涡轮工程设计提供了一种新的计算分析方法；涡轮叶片通道内附面层的不同流动状态及气膜冷却，对当地换热都有很大的影响。

简介：为研究环境实验箱在升、降温过程中气流组织与围护结构的耦合传热计算方法，对UC240环境试验箱进行实验，测量其速度场分布和升、降温曲线，并以实测值作为边界条件，利用CFD方法对环境箱气流组织和围护结构的耦合传热进行计算。计算结果表明，CFD值与实测值吻合较好，尤其是壁面温度曲线，误差不超过4℃。送风温度可以根据蒸发器理论或加热功率和回风温度，借助UDF功能而动态确定，这反过来可以对蒸发器或加热器的设计提供参考。

简介：以飞机结构静强度虚拟试验为例，介绍了虚拟试验流程、数据管理的思路。对SimManager进行二次开发，利用其提供的Schema接口创建关系型数据库，并通过Ant任务接口封装流程任务。在集成开发环境E—clipse下编辑程序文件，搭建一个基于Web的虚拟试验平台，实现了虚拟试验流程的数据管理、流程控制等功能。

简介：针对采用氧化亚氮推进剂的单组元微推力器开展了比冲性能影响因素的分析，分析结果显示微推力器比冲与氧化亚氮分解效率及喷管扩张比有着密切关系。利用有限元分析法对高空及地面试验两种工况下氧化亚氮单组元微推力器喷管的结构温度场开展了数值仿真计算，并在结构温度场仿真计算的基础上进一步对地面试验用喷管的结构应力场进行了分析。初步试验表明，所设计的微喷管在地面工况下工作良好。

简介：对钛合金加筋壁板热环境下的稳定性试验方法开展研究，在壁板单面受热条件下，对壁板施加压缩或剪切载荷，在热／载联合作用下测试壁板高温应变，考核壁板的稳定性是否满足设计要求。采用石英灯辐射加热模拟壁板的稳态温度环境，设计专门的夹具实现了热环境下力载荷的施加，采用数字散斑非接触应变测试系统进行了壁板高温应变测试。此外，建立了壁板有限元分析模型，进一步分析了热环境、温度场均匀性、连接夹具与试验件的螺栓数量对试验结果的影响规律。本文的研究对高速飞行器高温区结构壁板的稳定性设计提供初步的验证方法。

简介：本文通过对国内外飞机结构意外损伤、环境损伤、疲劳损伤的检查间隔要求研究，分析三者共性及不同点，为我国民机结构制定飞机结构检查大纲提供参考。

简介：利用六西格玛设计方法对直升机鱼叉液压系统进行了改进优化。详尽描述了六西格玛设计过程中识别阶段(Identify)、概念阶段(Concept)、设计阶段(Design)、优化阶段(Optimize)、验证阶段(Validation)在具体项目中的实施,揭示了六西格玛设计在产品改进设计过程中的重要意义。

简介：基于一模拟直机翼的悬臂盒段梁翼尖处加载的试验，考虑大变形对试验精度的影响，建立了相应的计算模型，并利用abaqus软件进行了数值计算。对试验结果进行了分析，并给出了盒段各部位的应变、挠度试验值以及计算值随载荷的变化曲线，进行了试验和分析的相关性研究。对试件考虑几何非线性响应的影响和加载方向的影响进行了详细的讨论。

简介：在理解《美国国防部飞机结构联合使用规范指南JSSG-2006》以及飞机结构耐久性／损伤容限研究和实践的基础上，简述了军用飞机结构规范中的耐久性／损伤容限设计要求、分析、试验和部队管理的主要内容。

简介：在某次液氧煤油发动机试车中，由于蒸发器路单向阀调整流量小于设计流量，导致单向阀阀芯发生颤振，从而在发生器氧系统引入激励源，引起发生器供应系统的耦合振荡，发动机结构振动大幅增加，导致试车中止。根据发动机使用要求，对单向阀结构进行了结构优化。通过AMEsim软件对优化后单向阀进行的仿真分析及试验验证，表明优化措施有效。优化后单向阀参加发动机热试考核，工作正常。

简介：姿轨控液体火箭发动机绝大部分零件以回转体为主结构，具有多品种、变批量的生产特点。以该类零件的加工制造单元为研究对象，在分析单元要素特性要求的基础上，是出了双车削中心制造单元的建设方案，对单元的配置、工艺稳定性和柔性等三个维度的实见技术进行了研究，给出了具体的技术措施。

简介：提出了热阻元应用体元建模的设计方法，对于边界节点数据以边界单元材料输入其控制信息，进而通过边界单元的节点号排序并缩聚成边界节点信息，同时确定了相应的时间函数曲线的输入方式。该系统是应用MicrosoftDeveloPerStudio之VC＋＋6软件平台来实现的。

简介：本文介绍一种新型复合材料旋翼桨尖结构形式,从结构设计、工艺制造及力学性能方面阐述了它的优势;同时介绍了这种结构形式的使用情况和应用前景.

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：介绍了飞机结构强度静力试验仿真系统的构架和组成部分，试验环境、试验样机和试验过程的仿真是飞机结构强度静力试验仿真系统的组成部分。试验样机的静力学仿真模型足结构静力试验仿真系统准确性和可靠性的关键，除有限元分析方法模型外，提出了基于历史试验数据的特征结构模型。飞机结构强度静力试验仿真系统是一个能够不断积累资源和不断完善性能的结构试验仿真系统，同时也是开发其它飞机结构强度仿真试验系统的软件平台。