简介：提出了基于经典层压板理论的层压板刚度矩阵的两种识别方法，精确识别法和参数减少识别法。在精确识别法中全部层压板刚度参数作为未知数并可利用足够的试验数据由层压板本构方程——虎克定律直接求出。在参数减少识别法中全部层压板刚度参数被展开成一些重要参数诸如纤维与基体的杨氏模量、纤维体积含量及纤维体积含量沿厚度方向的分布参数的线性函数。这些参数在以前的研究中被证明对层压板刚度参数及屈曲栽荷有很大的影响。通过线性化，待识别的参数由18个刚度参数减少为6个材料性能及纤维体积含量分布参数。这些参数可利用层压板设计参数(铺层顺序、铺层角及各层厚度)和少量试验的测量数据确定。在两种方法中采用常规方法求解带约束最小二乘统计问题。给出了验证两种刚度矩阵识别方法的算例，其中参数减少识别法采用真实试验测量结果；精确识别法采用虚拟理想试验测量结果。

简介：利用ANSYS大型有限元程序建立了复合材料气瓶的有限元模型，建模中将纤维缠绕层作为复合材料层合板处理，考虑了封头处缠绕层厚度及缠绕角沿子午线不断变化的情况。针对建立的模型进行了气瓶在几个工况点下的变形分析，利用最大应变准则预测了气瓶的爆破压力。通过分析结果与相应试验结果对比，验证了建模与分析方法的正确性。

简介：GLARE是一种新型的纤维金属层压板，兼有金属和复合材料的双重优点，在航空领域有着广阔的前景和应用潜力，是下一代飞机结构的首选材料之一。目前，国外已经对GLARE材料开展了比较系统的基础研究，国内的研究还处于起步阶段。针对两类典型的GLARE层压板制定了合理的试验方案，进行基本力学性能试验，获得了GLARE材料的基本力学性能，对试验结果和失效模式进行了分析，并与国外试验数据进行了对比，为GLARE层压结构的设计和分析提供了参考依据。

简介：提出了一种方法用于预计在不同疲劳载荷(疲劳应力比和最大疲劳载荷)下复合材料多向层压板疲劳寿命，该方法是基于正则化剩余强度模型和常寿命模型而建立的。对于一种新的复合材料体系层压板，采用这种方法对疲劳寿命进行预计时，可以节省大量的层压板的疲劳试验工作，而只需进行有限数量的单向板(0°、90°和±45°)的静力和疲劳试验。

简介：利用超声系统对复合材料层压板结构的冲击损伤双面扫描，探讨损伤声像在各层面上的分布状况，从两面扫描中分析其在对应位置声像不一致性成因，从而依声图像准确判定内部损伤空间位置、大小、缺陷性质及一般规律。通过层压板冲击损伤的双面扫描分析对比，分析了扫描面结果不一致性的几种成因。此项研究有助于对复合材料内部各层面损伤进行定性、定量分析，并为断层图像重建为三维模型提供依据，在一定程度上减少三维重建凭经验、想象的主观性随意性。

简介：提出了用基于平均应力判据的0°层纤维控制的强度破坏准则两来估算开孔缝合复合材料层压板压缩剩余强度的方法，此外，对于含冲击损伤的缝合层压板，将冲击损伤简化为椭圆孔，并采用上述的强度破坏准则来估算冲击后压缩剩余强度，估算结果与试验结果具有良好的一致性。

简介：本文通过对桥式试件的应力应变数值分析，研究了控制微动疲劳失效的临界面多轴疲劳参数．提出了考虑平均应力修正的MSWT、MFS和NMSSR参数，并开发了这些参数的相应计算程序。MSWT和MFS参数的寿命预测结果基本上部位于3倍误差分散带左右，最大误差达到5倍因子；NMSSR参数预测的微动疲劳寿命基本集中在2倍误差分散带以内，预测结果令人满意。

简介：水击压力数据采集系统是为液体火箭发动机地面试验设计的。阐述了系统设计指标、功能、原理、应用软件开发及系统集成后的调试方法。该系统具有数据采集、信号转换、瞬态参数信号调节、高速采集、数据实时显示及数据分析处理功能。实现了多路参数高速、数据实时显示及数据分析处理，测量精度高，性能稳定可靠，操作简便，能快速响应控制信号，各项性能指标达到了设计要求。

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：脉动压力测量在液体火箭发动机地面试验中占有重要地位,它在判断发动机故障方面起着重要作用.介绍了一种用一只压力传感器既测稳态压力又测低频脉动压力的方法,这是发动机地面试验参数测量领域的一项新尝试.文中着重论述测量系统构成、仪器选则、校准方法及实现过程.

简介：适航噪声水平不仅是影响大型客机能否取得适航证的关键因素之一，同时也是决定其市场竞争力的主要性能参数之一，因此在设计初期就需要对大型客机适航噪声限制的发展趋势进行预测和把握。以目前实行的噪声限制为切入点，从适航条例的发展历程、世界大型客机适航噪声总体水平的发展历程及人们对机场周围噪声环保要求的发展历程这三个方面，对未来大型客机适航噪声限制的发展情况进行了预测，从而为确定大型客机适航噪声设计指标提供了一定的依据。

简介：从航空发动机高空模拟试验台模拟压力要求出发，介绍高空台排气系统的作用、组成和排气系统的流通，对抽气机和排气扩压器的特性作了概述，对高空舱后压力PD调节系统、Ⅰ级抽气总管压力PM^*调节系统作了说明，叙述发动机稳态试验、加力过渡态试验、加减速过渡态试验时高空舱后舱压力PD和Ⅰ级抽气总管压力PM^*控制方法，指出发动机在稳态试验和过渡态试验时高空舱后舱压力PD的影响因素和排气系统自动调节阀（999）在管网中的安装位置。

简介：通过试验研究和理论分析,研究了不同供应压力对气体在管路中充填特性的影响。试验结果发现,在文氏管喉部气体流速等于音速的前提下,且气体介质和文氏管喉部截面积不变时,在压力变化的初始阶段,供应压力的变化对产品喷前建压和泄压时间影响不大;通过理论分析得出供应压力与气体管路充填特性的关系,找到不同压力下快速确定气体管路充填特性的方法。

简介：基于多子区平行压气机彻体力模型，就某风扇特性和S2流面计算结果进行了气动稳定性的评估与分析。介绍了进口流场畸变对风扇稳定性影响的数学模型，并阐述了该模型的求解方法；计算和分析了压力畸变对风扇稳定性影响的结果，并讨论了压力畸变在风扇系统中的传递和分布情况。计算结果表明：风扇在相对换算转速75％下稳定裕度储备可能不足；中低转速下的导叶调节规律需要优化，同时还需对中低转速下的总体匹配做进一步分析。

简介：依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。

简介：针对换热器设计中如何合理兼顾传热效率和压力损失的难题，以矩形流通截面的燃气-水列管式换热器为对象．从理论上分析了设计参数之间的内在联系。揭示了换热面积与燃气流通面积、横向管间距、换热管直径之间的匹配关系．建立了基于压力损失和传热计算的耦合设计方法。这种方法已成功应用于某大型燃气冷却器的设计，也可供其它换热器设计时参考。

简介：介绍了发动机试验水击压力测量的重要性，水击压力传感器进行现场校准方法研究的必要性。通过分析水击压力产生机理、水击压力传感器测量原理，以及对国内外动态校准系统比较分析，设计了水击压力传感器现场校准系统，提出水击压力传感器现场校准装置设计指标、工作方式，校准装置设计难点，同时介绍了现场校准系统的关键技术。并重点论述了水击压力传感器现场校准方法，对水击压力传感器现场试验数据和发动机试验数据进行了比对，分析了水击压力现场校准装置的设计可行性。最后利用校准装置进行了水击压力传感器现场校准试验，对现场校准数据进行计算分析，得到水击压力传感器灵敏度系数、系统校准曲线和上升时间等。还针对试验中水击压力测量干扰信号提出了抗干扰措施。

简介：针对空间压力容器常规设计方法难以满足航天技术快速发展对轻质量、低成本、高可靠的需求,基于可靠性理论中应力-强度干涉模型,建立空间压力容器可靠性设计数学模型。结合某型号钛合金球形气瓶随机变量统计数据,开展了气瓶可靠性定量设计。计算结果表明,可靠性定量设计方法能够给出产品可靠度定量指标,并在一定程度上降低空间压力容器结构重量。

简介：在畸变试验的动态数据采集中，背景噪声和其他干扰信号常常伴随有用数据进入采集系统，为了较准确地获取有用数据，必须对原始数据进行数字滤波处理。本文主要介绍在数字滤波器的设计中，其参数选择对数据处理结果的影响。

简介：针对航空发动机叶片与盘榫连接结构简化模型的微动失效形式，建立了基于临界平面法预测微动疲劳裂纹萌生的控制模型。该模型引入综合考虑多种微动疲劳影响因素的微动损伤参量CSE（微动综合损伤参量），建立了微动疲劳特性的分析流程，对微动疲劳裂纹的萌生方向、位置和寿命进行了估算。应用CSE控制模型，对失效的TC11钛合金微动疲劳试件的裂纹萌生进行预测，通过比较不同损伤参量的预测结果，验证了CSE预测裂纹萌生的有效性。