简介：摘要：大吨位、受力复杂的机载设备抗冲击性能往往需要地面的水平冲击实验来验证。目前，国内的水平冲击实验装置最大负载在5吨左右，这已经不能满足现有机载设备研制的需求。本文研制了一套最大负载15吨，最大过载峰值16g，峰值对应时间在50ms以上的减速度水平冲击实验装置。实验装置由吊装框架、导向机构、投放锁、冲击平台、摆绳、波形发生器以及测控系统组成。冲击平台被提升至一定高度后释放，撞击液压阻尼波形发生器，产生冲击波形。经过冲击实验验证，本文研制的实验装置达到了设计指标。

简介：利用飞行试验的方式，选取相同高度和马赫数条件，对某尾吊布局飞机进行机翼水平失速试验，考核几种发动机功率状态对进气畸变的响应。试验结果表明：除飞行慢车状态外，其他几种功率状态均捕捉到了发动机失速掉转现象，且捕获的发动机失速为典型的可恢复失速；尾吊布局的发动机，进气畸变水平随攻角的增大而增大；发动机随着功率状态的增加趋向于更易失稳的状态。另外，飞机姿态变化速率分析表明，飞机姿态剧变是发动机失速掉转的诱因之一。

简介：在近日结束的中国航空工业第一集团公司科技期刊奖评选活动中，由中国燃气涡轮研究院主办的《燃气涡轮试验与研究》获得集团公司颁发的科技期刊奖三等奖。这是我院主办的科技期刊首次在集团公司科技期刊评选活动中获奖。

简介：为了满足两侧进气布局飞行器的乘波前体与进气道一体化设计要求，提出了一种进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计方法。基于马赫数分布可控的轴对称基准流场，在指定进口水平投影为椭圆的条件下，采用该方法设计了内收缩进气道并在设计点（Ma=5．4）和接力点（Ma=4．0）对其进行数值研究。结果表明，设计点时进气道都能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布，无粘时可以全捕获自由来流，喉道性能与基准流场几乎相等。有粘条件下，设计点和接力点时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力，接力点的流量系数高达0．85。该设计方法为内收缩进气道与乘波前体的一体化设计提供了新途径。