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：试验评定了液氧/氢旋流同轴式喷嘴的燃烧性能。水/氮气的冷流试验发现液氧出口凹进的旋流同轴式喷嘴的流动具有自身脉动的特征。在2.6和3.5MPa室压、850和500N推力、4.0～8.0混合比的条件下进行单喷嘴燃烧室的燃烧试验。试验中测量、分析了每种喷嘴燃烧室壁的燃烧性能、室压分布及热载荷。结果表明:对于直流同轴式喷嘴,燃烧性能主要受蒸发效率所控制;对于旋流同轴式喷嘴,燃烧性能主要受混合效率所控制。已发现凹进旋流同轴式喷嘴的燃烧室壁的热负荷明显地增加了,并且在某些状态下还出现了不稳定燃烧。

简介：在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧室应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22％,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5％。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20％,冷却剂压降增加不到2％。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33％。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2％的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8％,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。

简介：研究定常态恒温，变温热源热机循环性能，导出内可逆卡诺热机和布雷顿热机的最佳率，效率关系和最大功率及相应效率界限，并对这两种热机循环的最优性能进行了比较，理论分析表明，定常态流恒温热源循环，只有当工质的热容率趋于无穷大时，布雷顿循环才能达到卡诺循环的性能。数值计算显示，当布雷顿循环的工质热容率为高，低温侧换热器的热导率总量的1．5倍时，布雷顿循环的功率已为卡诺循环功率的99％以上。定常态流变温热源环在相同的边界条件和热效率下，布雷顿循环的功率可以高于卡诺循环功率，极限情况下前者是后者的两倍，对于变温热源条件，布雷顿循环主要受益于其工质与热源间的较佳的匹配，所得结果对热机工作参数和工质的最优选择有一定指导意义。

简介：针对某涡扇发动机检测设备的不足，采用基于PXI总线的控制器和数据采集卡建立某涡扇发动机综合检测系统，充分利用现代计算机的资源进行自主开发，将发动机静态校准仪、动态测量仪和振动检测仪的功能合而为一．并增加试车检测功能。这对于提高发动机作战效率具有重要意义。

简介：在六种湿热环境下对九种复合材料湿态时的开孔拉伸、开孔压缩强度以及常温自然干态情况下的层间剪切强度，三点弯曲强度与模量进行了对比试验研究。试验结果表明：新型复合材料的强度性能同T300／5405和T300／QY8911相比大大提高；高湿热环境对复合材料层压板的开孔拉伸强度几乎没有影响，但却引起开孔压缩强度的大幅下降；采用缝合工艺虽可使复合材料的层间性能及损伤容限有一定程度地提高，但却造成材料吸湿量的大幅增加，致使其压缩强度及耐湿热性能出现明显下降。

简介：对流函数法，流线曲率法和欧拉法的计算结果进行了比较分析，得出了六条适应性的结论。从方程体系，计算方法上进行比较，同时对某三级轴流压气机进行了校核，但到目前为止，仍没有足够的实验数据表明哪一种方法更好一些。因此建议在设计过程中应抓住问题的主要矛盾，灵活运用三种方法分析问题。

简介：为保证新研制的导向叶片在发动机上可靠工作，须先对其进行冷效试验，以验证气膜冷却的气动参数、几何参数对冷却效果及涡轮气动性能的影响。试验件结构设计中根据相似原则，采用单层干烧结构，并采用UG参数化建模和装配、间隙分析减小装配误差和干涉，提高了冷效试验效率。试验件内温度场、压力场较好，具有良好的耐温性、密封性；试验件设计中，配合更换试验件耐热材料，较常规水冷式试验件结构简单，且加工周期缩短一半，造价减少约60%。

简介：研究了铺层厚度、铺层比例、铺层主方向角和厚度多项式对机翼气动弹性性能的影响，利用COMPASS分别对复合材料直机翼、三角翼和前掠翼3种机翼布局进行了位移、频率、发散和颤振速度约束下的气动弹性剪裁设计，获得了不同铺层参数下的优化设计结果。算例计算结果表明，采用多种设计形式能够充分挖掘复合材料使用的潜力，有效地改善机翼的气动弹性性能。

简介：本文以多外挂飞机模型为例，探索基于模态综合技术，即利用无外挂飞机的试验模态数据，和经试验验证的外挂有限元模态数据的模态综合，获得带外挂飞机不同组合状态的固有振动特性。本项目的研究成果可以在飞机挂载方案改变时，快速的对挂载飞机的振动特性进行预计，确保挂载飞机动力学特性满足设计要求。并可在试验现场，根据快速预计的结果指导GVT试验，以便缩短试验周期、提高试验质量。因此具有一定的工程应用价值。

简介：摘要：通过对大型气候环境实验室进行系统划分，梳理工艺系统组成，分析试验任务对试验控制、试验测试、数据管理和试验展示等功能的需求，选择当下主流的工业自动化过程控制方式，搭建了实验室的综合控制管理系统架构，进而指导该系统详细设计工作的顺利开展。

简介：描述了用真实飞机机身段进行隔声试验的试验测试技术和测量方法，描述了用Y8C飞机机身段改装的试验段，以及为了保证试验结果可靠所采用的保证措施。同时，介绍了利用改装的Y8飞机机身段，对侧壁进行了不同状态的隔声试验，试验结果表明用飞机机身段来模拟飞机结构进行隔声试验，以及采取相对应的试验测试技术，会得到与真实飞机隔声相近的结果。

简介：介绍了复合式气冷涡轮导叶的冷却效果试验研究.试验结果表明,导叶在宽广的冷气流量比范围内,具有良好的冷却特性,经模化分析,在发动机状态下,叶片中截面相对冷却效果为0.69,达到了设计指标.

简介：采用大型商业软件ABAQUS／STANDARD对含试验装置的大型加筋壁板试验件（2400×2400mm）和加载情况进行了详细模拟，特别是对由试验件、加载销、传载销和剪切夹具组成的装配模型进行了三维接触分析，考虑了两种载荷工况（纯剪切载荷工况和单向拉伸载荷工况）。结果表明分析与试验具有相当好的一致性，同时揭示了夹具载荷传递规律。为进一步改进试验夹具提供了依据。

简介：应用遗传算法解决液体火箭发动机减损控制律综合分析这个典型的多目标优化问题,可以解决传统优化方法在该问题中的局限性。分析了遗传算法在解决液体火箭发动机减损控制律综合分析中的具体应用问题,如编码方案、种群设定、适应度函数设计、约束条件处理、选择机制、交叉与变异操作以及遗传算法有关参数的确定等,分别给出了可行的取值参考范围。应用SPEA进行了仿真计算,结果表明遗传算法在综合分析减损控制律时是有效的,为智能技术在液体火箭发动机减损控制中的应用提供了方法探索。

简介：首先利用奇异值分解滤波算法，对测量参数进行滤波处理，进而合成发动机性能综合指数。针对性能综合指数为不等时间间隔的情况，在改进灰色预测模型中引入新陈代谢思想，提出一种基于免疫粒子群优化权值的改进灰色模型与支持向量机相结合的性能指数预测方法。仿真实例表明：组合模型的预测精度明显高于改进灰色预测模型，略高于支持向量机模型；且对于大多数样本点，组合模型的预测结果变化更加平稳。

简介：从试验与分析相结合的途径，探讨了基于两类子结构模型（无外挂飞机子结构的地面振动试验模型，外挂子结构的有限元模型）的带外挂飞机模态综合试验技术，对研究可能涉及的关键技术进行了讨论，其目的在于达到在未做全尺寸带外挂飞机地面振动试验（GVT，GroundVibrationTest）的情况下，获得带外挂飞机系统整体振动特性；在试验现场，基于飞机机体GVT结果快速预估带外挂飞机的振动动特性，从而为带外挂飞机GVT提供优化激振力矢量，提高试验效率和精度。

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：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：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.