简介：弹性环式挤压油膜阻尼器（ERSFD）将减振与调频功能融为一体,既保留了挤压油膜阻尼器（SFD）的优点,又改善了SFD的油膜非线性特性,具有较好的应用前景。以数值分析为辅、试验手段为主,分析了ERSFD-转子系统在弹性环凸台高度、供油条件、滑油温度和不平衡量等因素影响下的动力学特性,并综合各因素的影响结果,得出了试验的三种弹性环凸台高度中,弹性环凸台高度较小的ERSFD支承下,转子的动力特性较为理想。

简介：一组对环境有利的新型单组元推进剂已被确定用于取代无水肼。这组新型单组元推进剂是以硝酸羟铵（[N+H3OH]NO3-）为主要成份的混合物,适合用于推力室和燃气发生器。与无水肼相比,硝酸羟铵混合物密度和比冲比较高,冰点比较低。这组推进剂比较安全,因而降低了地面使用维护成本。美国宇航局路易斯研究中心正在研究硝酸羟铵推进剂的配方,并且设计用于小卫星的发动机。采用试验推力室和模拟飞行状态的推力室,对不同配方的硝酸羟铵进行了热试。推力室的结构材料与无水肼推力室的材料完全一样,只是催化剂不同。硝酸羟铵推力室稳态和脉冲工作数据表明,硝酸羟铵推进剂完全可以取代无水肼和冷气推进剂,用于空间飞行器和其它航天任务上。本文综述了目前有关硝酸羟铵推力室设计规范、推力室研制的进展情况、稳态和脉冲工作试验结果。另外,从推动目前单组元发动机的技术水平出发,提出了在推力室研制过程中所面临的一些具有挑战性的问题。

简介：以某型发动机高压两级涡轮盘为研究对象，通过有限元计算得到试验载荷系数，组装和调试了全尺寸联合试验件，完成了低循环疲劳试验，得到了以传动臂销钉孔为定寿部位的两级涡轮盘低循环疲劳寿命。两级涡轮盘联合低循环疲劳试验在国内尚属首次，相对于单盘低循环疲劳试验，更加符合发动机实际工作状态，将传动臂销钉孔作为两级涡轮盘的定寿部位更为合理。该联合试验为外场涡轮盘重新定寿提供了依据。

简介：本文介绍了一种用于试验数据三维显示的数据映射方法——节点位移修正法。该方法通过迭代实现对有限元模型中测量点处的局部作用力进行修改，从而达到修正有限元计算位移值目的。文中介绍了该方法的具体实现途径及程序流程，并以某机翼为算例来验证算法及程序的可行性，算例中有效的减小了测量点上有限元计算值与测量值的相对误差，使数据替换后的位移场的现实效果相对平滑。

简介：简要介绍了气波机的结构、特点、设计参数及气波机空气降温系统；着重研究了气波机在航空发动机高空模拟试验中的应用，针对气波机运行调试过程中出现的典型故障进行分析并提出解决方案。初步掌握了气波机的性能，为试验进气温度调节提供经验。采用变频启动，可降低损耗、增强启动可靠性；在启动电机的电源线上增加制动电阻，可削弱反向电势的影响，避免运转过程中频繁停机。试验证明，气波机在航空发动机高空试验的应用是成功的。

简介：为验证一种新型超／跨声压气机叶片造型方法——B样条控制中线角叶型、贝塞尔曲线控制叶型厚度方法（BMAA方法）的有效性，分别与原有的可控扩散叶型定制造型和任意中线造型进行平面叶栅对比试验。结果表明，BMAA方法得到的跨声叶型，具有比定制叶型更优的气动性能；BMAA方法得到的超声叶型，具有与任意中线叶型相似的气动性能；与传统叶片造型方法相比，BMAA方法具有更高的效率，可提高叶片的气动负荷。

简介：本文主要讨论一个处理、分析液体火箭发动机试车数据、改善利用数学模型预计发动机性能的可信度的新方法,这就是数据协调策略。其主要特点就是在其数学模型中引入由数学模型、试车数据及来自过去的试验数据等所带来的不确定度。用数据协调策略可以得到令人满意的发动机性能参数。

简介：主要介绍了专为加筋壁板压缩稳定性试验设计的支持加载系统，可调试不同试验支持系数的夹持夹具和支持系数调试方法，以及加筋壁板在轴压及气密载荷联合作用下施加侧向气密载荷的方法。通过成功完成某机中央翼加筋壁板轴压和气密载荷的稳定性试验，验证了提出的复合载荷下的加筋壁板压缩稳定性试验技术的可行性，丰富了压缩稳定性试验技术。

简介：飞机座舱壁板结构及舱段结构的声学试验技术是飞机舱内噪声控制中最主要的研究内容，通过试验研究可以为舱内噪声控制提供设计依据，并对降噪方法进行效果验证。通过壁板及舱段结构声学试验研究，简要介绍了试验中采用的新技术和技术发展情况，如壁板结构的隔声试验技术、传声器测量的改进方法、壁板及舱段结构透声路径识别等。

简介：液体火箭发动机试验中频率量（流量、转速）数据曲线不规整，存在着“毛刺”。影响了数据的准确性。采用仿真方法优化频率量信号采集模式，并用实际试验数据进行了验证。结果表明，仿真方法优化频率信号采集模式能有效地减少频率量曲线中的“毛刺”。

简介：为消减液氧/煤油火箭发动机试验过程中工艺管道的多余物,消除试车隐患,基于人机环境系统理论,从人机环境综合考虑,对多余物产生的主要环节进行分析,探寻工艺管道多余物产生的根源。根据集对理论,分析影响因素间的同一度、对立度、波动度,探讨人机环境因素间耦合关系,确定多余物产生的关键因素。针对多余物的人机环境关键因素,结合实际工作,制定液体火箭发动机试验过程的多余物控制及检查方法,有效减少或消除发动机试验过程多余物的产生,保证发动机试验过程顺利安全进行。

简介：给出了一种基于裂纹扩展速率确定加筋板多裂纹应力强度因子的试验验证方法。该方法是根据恒幅载荷下的裂纹扩展速率。并且该方法所得到的结果证实了类比法确定加筋板多裂纹应力强度因子的可用性。

简介：《燃气涡轮试验与研究》编委会于2007年1月12日在四川绵阳召开了年会。大会对编辑出版工作进行了热烈的讨论,认为在第六届编委会的领导下,编辑部很好地完成了2006年度的出版工作。《燃气涡轮试验与研究》在激烈竞争中健康地发展,期待有新的突破。

简介：在热振联合环境试验中，常用的振动控制方法会由于控制传感器失常而导致试验失败。针对这一问题，本文提出了一种适用于工程的开环振动控制方法，并将该方法应用于试验中。试验结果表明，此振动控制方法能有效地避免由控制传感器失常而导致的振动中止，同时振动控制过程平稳，控制精度满足国军标要求。

简介：柔度影响系数矩阵是机翼结构刚度特性的一种重要表征方法，本文针对大展弦比机翼结构的受力和变形特点，将机翼等效为一个薄壁梁结构，大大减小了计算规模。然后利用切面刚度计算程序计算出分布弯曲刚度和分布扭转刚度，再根据薄壁梁的单元刚度矩阵总装后得到结构的总体刚度矩阵，经过奇异性处理后最终得到机翼结构柔度影响系数矩阵。通过柔度影响系数矩阵计算得到扭角与挠度值，与试验值相比符合性较好。

简介：探讨了一种戴荷模拟和损伤当量相结疲劳试验载荷谱的编制方法，重点研究了以损伤当量化为依据的载荷和载荷状态简化的过程。

简介：以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景，研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度，进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明：在马赫数0.2-0.6、攻角和侧滑角-20°-20°范围内，耙体压力测量相对误差小于0.5%，满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。

简介：在振动试验中，振动台台面与试验件之间通常采用刚性夹具转接，夹具与振动台台面和夹具与试验件之间通过螺栓来连接。对于一些结构和试验有特殊性要求的项目，应用传统的加载方式难以满足振动试验的要求。真空吸盘加载技术的研究应用满足了某些试验的特殊要求，弥补了传统加载方式的不足。本文介绍了真窄吸盘加载技术在垂尾结构动态疲劳试验中的研究与应用，对真空吸盘加载技术的系统构成、设计和试验实施中的相关问题进行了分析，应用实践证明真空吸盘加载技术方便、可靠、安全。

简介：介绍了虚拟仪器技术的基本概念，并结合具体的起落架落震试验要求，利用VXI／VEE虚拟仪器软件开发平台，构建了一套包括七个功能子模块的起落架落震试验测试分析系统。通过试验证明，该系统有效地改善和提高了起落架落震试验的测试精度和自动化程度。

简介：以石英灯为加热元件，进行了烧蚀型防热材料的热试验，对比了热流密度计不同布置方式下的试验结果差异，分析了防热材料的烧蚀特性对不同布置方式的影响。结果表明，对于烧蚀型防热材料，热流密度计内嵌的方式能够规避材料烧蚀时烟尘的不利影响，并能实时准确地表征烧蚀材料表面所承受的热流密度值；热流密度计悬置的方式削弱了材料烧蚀时火焰造成的控制参数波动，但无法消除烟尘的影响，致使试验中材料表面的热流密度值低于理论值。