简介：分析回顾了计算结构力学在飞机强度领域的发展历程，结合国内具体实际，提出了两个发展方向：面向设计的多学科综合优化设计，与试验结合的虚拟结构试验。通过对两个方向的技术综述，探讨了关键技术和进一步需要着重开展的工作。

简介：航空发动机模拟计算作为一种预测手段在发动机设计和试验中得到了广泛的应用，发动机多变量控制模拟计算又是当前发动机研究中的热门学科。作者结合工作实践，对在发动机多变量控制模拟计算中容易出现的问题进行了较为详实的论述，并提出了一些观点。对从事这方面工作的研究人员有一定的参考作用。

简介：某型航空发动机涡轮叶片高低周复合疲劳试验中,对考核部位振动应力的监测与控制是试验的难点之一。本文采用监测振幅的方法,并结合试验中的测量数据,对施加高低周载荷的试验系统进行数值模拟计算和分析,得到了试验测量振幅与考核点振动应力的关系。从而将试验中可测量和不可测量联系起来,为试验研究和试验数据处理提供了依据。

简介：在考虑防冰部件湿表面水膜流动与传热相互影响的基础上，提出了一种基于湿表面传热与流动耦合作用的防冰部件表面温度预测方法。应用此方法，讣算了一种全蒸发防冰翼型工作时的表面流动换热和温度分布，分析了湿表面上各项热流的作用效果。结果表明：部件表面换热系数对壁面温度的计算最为敏感，影响很大；水膜流动能吸收并传递加热热量；全蒸发防冰系统分析中不能忽略对撞击水的加热。

简介：为了给氧气/煤油发动机设计和热防护设计提供必要的设计参数,针对氧气/煤油燃气进行热力学计算。运用吉布斯最小自由焓计算模型得到燃气平衡组成,通过拟合公式的方法得到燃气的热物理参数及输运系数。通过计算,得到氧气/煤油燃气的组分及比焓、密度、比熵、粘性系数等热物理参数和输运系数随温度和压力的变化特性。分析结果表明：水离解对氧气/煤油燃气组分变化存在显著影响,压力增大会导致水离解起始温度升高;氧气/煤油燃气比焓、比熵、定压比热、粘性系数、热传导系数变化在温度较低时受压力影响较小,当水开始离解后,压力的影响显著增强;组分在燃气中的扩散系数同时受到了温度和组分摩尔分数的影响;燃气普朗特数变化受热传导系数变化的影响较大,水离解后,热传导系数的迅速增大使燃气的普朗特数迅速减小。

简介：大展弦比柔性机翼在升力平衡状态下会产生很大的变形，而机翼内部应变却较小，属于典型的几何非线性。利用等效线性化思想，构造了一种考虑几何非线性影响的大展弦比柔性机翼在升力平衡状态下的振动特性计算方法，并设计实施了验证试验，验证了该方法的有效性。通过计算及试验研究了几何非线性对柔性机翼振动特性的影响，结果表明：大变形会造成柔性机翼自身振动频率明显降低，并且这种降低作用会随着翼尖变形的增大而加剧。如果不在研制中考虑此因素，将严重影响大展弦比无人机的飞行安全。

简介：对运载火箭飞行后发动机推力的各种计算方法进行了比较与分析,认为用视速度法计算推力更能反映发动机自身的特性且计算准确度高.

简介：目前平板螺旋式诱导轮的扬程计算法大都没有考虑诱导轮出口涡流区的影响,计算出的扬程和实际扬程有较大的偏差,涡流区的存在一方面会减小主流过流面积,使液流出口速度增大,损失增加,另一方面涡流运动自身也会消耗能量,使得诱导轮的扬程有所降低.以径向平衡理论为基础,考虑诱导轮出口涡流区的影响,提出一种扬程的修正计算法,用该方法对两种诱导轮进行了计算,计算结果和试验实测值比较接近,可以更准确的计算非空化工况下诱导轮的扬程.

简介：采用板料成型仿真软件Pamstamp对钛合金Ti-15-3材料弧板零件冲压成型回弹进行仿真计算,预测了不同阴模型面圆弧尺寸冲压成型后的回弹量.依据计算结果优选的阴模型面圆弧尺寸设计了成型模具,并进行了冲压成型试验.零件试验件型面尺寸与设计型面尺寸最大相差0.15mm,满足不大于0.2mm的要求.结果表明：采用仿真软件Pamstamp进行回弹仿真计算对Ti-15-3材料弧板成型模具设计和零件快速制造是可行的;采用本计算结果减少了模具返修次数,降低了成本,提高了钣金成型质量和生产效率.

简介：针对直通道逆流型和45°叉流型两种结构形式的、适用于燃气轮机的一次表面换热器在大雷诺数工况下的流动换热特性,开展了数值模拟研究。将直通道逆流型换热器的数值计算结果与换热器校核计算结果进行了比对,发现两者结果较为吻合。同时还对比分析了两种结构形式对一次表面换热器流动换热性能的影响。结果表明,由于波纹板呈45°交替放置,45°叉流换热器内部流动复杂,局部存在明显的涡流强化换热,气体流动通道内的速度、温度分布极不均匀;此外,45°叉流换热器的换热性能强于直通道逆流换热器,但其冷热两侧压降也大幅增大。通过分析换热器的内部流动换热特点和主要性能参数,为一次表面换热器芯体优化设计提供了依据。

简介：利用CFD软件CFX-TASCflow对具有试验数据的跨声速HTA涡轮导向器流场进行了计算,结果表明,计算的叶面等熵马赫数分布和出口气流角与试验值吻合良好;而计算的总压恢复系数与试验数据存在一定的差别.

简介：以MSC／PATRAN为平台，利用其二次开发工具PCL语言，并结合FORTRAN语言，通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了波纹板等效刚度和开口腹板当量厚度计算程序及相应的用户界面。将等效刚度技术融合于有限元建模过程中，使用户在有限元建模过程中随时调用本程序进行波纹板和开口板的等效刚度计算。实际工程应用结果表明，本程序使用方便，可以提高建模效率。

简介：影响端面密封的密封性能因素很多很多,平衡直径是其中之一。以往端面密封设计平衡直径(de)的计算都是根据法国卡洛斯塔公司的经验公式进行计算,但在高速、高压、高温工况恶劣的条件下,用经验公式算得的de误差很大。本文针对这一情况通过自行设计的平衡直径测试仪,实际测出的大量数据证明,de是个变量,必须充分考虑它的影响,也只有正确的通过实测选择合理的de,才能准确地算出端面密封比压,也才能保证端面密封的密封性能。目前,我所设计的端面密封这一成果已应用于长征四号发动机上,通过多次飞行试验,证明密封是可靠的。本文还对de公式作了推导,验证了设计计算。

简介：采用SPH（光滑粒子流体动力学）算法，通过建立飞机水上迫降的有限元模型，分别求出了各种工况下的飞机所承受的水载荷大小和分布，判断出了飞机的最初着水点及最大水载荷位置，并对结果进行了比对，为水上迫降程序的制定提供必要的技术支持。

简介：早在1998年,NASA航天技术部进入空间战略目标管理者就指派空间推进协作组(SPST)启动一项可使得优先推进技术发展途径明晰化的研究项目。这些技术发展一旦实现,将很好地满足战略发展目标。该项研究着重于地球轨道和行星转移技术。与NASA太空科学部联合进行的一项独立的研究则在于说明为满足星际运输要求需要解决的技术。该项工作的首要目标是确定为完成较宽范围空间发射任务要求的关键技术和提供一个允许对技术进行比较和按优先级排序的框架。该项研究的结果预计可作为支持实现NASA空间推进目标的未来技术发展基金的优先建议。系统与技术分组的任务是确定所有候选的技术和提供评估过程,包括可用于对这些技术进行比较的白皮文件形式的资料。

简介：对绿色推进剂N2O，H2，CH3OH，C2H50H，CH4，C2H6，C2H4，C2H2，C3H8及C。H。的物性进行了全面比较，并采用吉布斯最小自由能法对9种氧化亚氮双组元推进剂组合的热力性能展开全面计算及分析。N2O／H2组合由于其最低的燃气平均摩尔质量而具有最高的比冲；N2O／C2H2组合由于C2H2很高的标准生成焓其燃烧温度可高达3823K；碳氢燃料在余氧系数d〈0．4富燃工况下燃气中含有固碳颗粒，且摩尔含量随着“的降低而急剧升高，喷管出口处可高达35％～40％；N2O／C3H8和N2O／C3H6组合拥有很好的空间应用物性和较高的热力性能，在压比Pc：Pe=70atm：1atm工况下平衡流比冲分别为2639m／s和2656m／s，具有很好的应用前景。

简介：深梁受力机理及影响因素之多决定了深梁计算的复杂性。由于存在纵向纤维挤压和截面的翘曲，深梁不能简单的应用材料力学细长梁纯弯曲应力的计算公式。虽然，深梁计算理论中已有了各种各样的方法，包括级数解法及差分法、有限元法，但应用上，这些理论过于复杂，本文从弹性力学半平面体受集中载荷作用的计算理论出发，推倒出一种简单且易于实现的四点弯曲深梁计算公式，可为工程设计人员在设计深梁时借鉴。

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：本文以金属加筋盒段结构为研究对象，针对不同几何尺寸的盒段试验件在纯弯曲载荷作用下的承载能力，分别利用极限载荷法和约翰逊法进行了预估，并结合试验数据进行了对比研究。本文的研究将为实际工程应用提供针对性较强的快速分析手段和方法，为试验的顺利进行提供技术支持。

简介：提出一种基于MSC．Nastran／Patran的一体化框架结构有限元模型自动生成的方法。该方法在给定梁端点坐标、外部荷载及载荷点坐标、约束点和材料属性的条件下，根据一体化框架的坐标形式，分类定义了梁单元的方向，以空间直线的交点作为梁单元的分界，从而自动形成MSC．Nastran的完整有限元模型。通过MSC．Nastran计算，在MSC．Patran平台自动显示计算结果。实际应用表明此方法在处理一体化框架计算模型自动生成的问题上具有可行性和有效性，为试验夹具的设计与定型提供理论支持。