简介：分别从试验的总体思路、试验系统的设计技术、以及均布静压载荷的施加、静力及力矩平衡的形式、静压载荷的控制等方面探讨了振动环境与均布静载的联合加载试验技术，并应用虚拟测试技术完成某型号结构件的均布静压和振动环境联合作用下的结构动响应测试试验，试验表明：气囊模拟气动静压载荷作用下的飞机结构振动环境试验技术是能够应用于实践。

简介：在飞机结构的使用与维修过程中，形成或产生维修大纲之外的损伤不可避免。本文针对结构维修手册之外的民用飞机金属蒙皮结构AD／FD类损伤及其损伤部位开展耐久性／损伤容限评估研究，参考国内外民机结构维修方法，以期建立民用飞机结构超手册修理的损伤评估方法，为国内民用运输类飞机超手册修理提供参考。

简介：由于强大的涡流会使先进战机机身产生裂纹破坏，常规的全尺寸疲劳试验已经不能有效验证和解决先进战机大攻角飞行状态下后机身和尾翼的疲劳破坏。如何分析和评估复杂疲劳载荷对机身结构寿命产生的影响是航空强度领域急需解决的研究难点，本文以澳大利亚航空与航海研究实验室针对F／A-18进行的动态疲劳试验为例，介绍了国外先进飞机动态疲劳试验验证技术发展的进展，给出了我国动态载荷在全尺寸飞机疲劳试验方面的研究方法和相应途径的建议。

简介：声强技术具有能够快速准确地测量结构隔声性能、识别结构透声路径等优点。应用声强技术及混响室、半消声室等实验设施。开展了飞机壁板结构的隔声测量。一方面通过对平板结构的隔声测量提出了混响室一半消声室隔声测量的声强法。并利用这种方法进行了飞机壁板的隔声测量：另一方面在隔声试验窗上及机身声学试验平台上，针对飞机壁板结构利用声强技术开展了识别透声路径的研究。结果表明。利用混响室一半消声室隔声测量的声强法能够方便快捷地进行飞机壁板结构的隔声测量。评价结构的隔声性能：利用声强技术还可以进行壁板结构的透声路径识别。为进一步进行壁板声学处理及舱内降噪技术的研究奠定某础。

简介：利用计算气动声学（CAA）技术可对飞机结构部件的气动噪声进行较为准确的数值模拟。针对某型飞机APU进气道防雨帽的气动噪声，利用ACTRAN软件进行了仿真模拟和响应分析，得到了不同飞行速度条件下，该防雨帽所产生噪声的频率特性及声场分布特性，结合舱内噪声测试结果，验证了计算结果的有效性。

简介：以飞机结构静强度虚拟试验为例，介绍了虚拟试验流程、数据管理的思路。对SimManager进行二次开发，利用其提供的Schema接口创建关系型数据库，并通过Ant任务接口封装流程任务。在集成开发环境E—clipse下编辑程序文件，搭建一个基于Web的虚拟试验平台，实现了虚拟试验流程的数据管理、流程控制等功能。

简介：本文提出了考虑气动热耦合影响的飞机电子设备舱舱内环境温度分析方法。以带有电子设备的飞机舱段为研究对象，利用提出的分析方法进行了舱内温度场数值计算，并开展了验证试验，证明了提出的电子设备舱舱内温度场分析方法的合理性和正确性。

简介：介绍了新研的AC500型螺旋桨飞机适航噪声测试理论及数据处理方法。为飞机适航噪声验证建立了合理、科学的试验方法、测试技术和数据处理程序。

简介：本文通过对国内外飞机结构意外损伤、环境损伤、疲劳损伤的检查间隔要求研究，分析三者共性及不同点，为我国民机结构制定飞机结构检查大纲提供参考。

简介：在理解《美国国防部飞机结构联合使用规范指南JSSG-2006》以及飞机结构耐久性／损伤容限研究和实践的基础上，简述了军用飞机结构规范中的耐久性／损伤容限设计要求、分析、试验和部队管理的主要内容。

简介：从民用飞机结构新设计理念、新材料、新工艺以及新结构形式等方面介绍了国外民用飞机设计分析及试验验证技术发展最新进展及发展现状，给出了我国与先进航空大国的差距分析。

简介：基于噪声测试中传声器布放方式，提出平行放置传声器以期得到一种较为可行的适用于现场测试的传声器布放方法。

简介：提出了热阻元应用体元建模的设计方法，对于边界节点数据以边界单元材料输入其控制信息，进而通过边界单元的节点号排序并缩聚成边界节点信息，同时确定了相应的时间函数曲线的输入方式。该系统是应用MicrosoftDeveloPerStudio之VC＋＋6软件平台来实现的。

简介：本文对洛克达因公司在研究可重复使用火箭的鉴定试验期间,航天飞机主发动机偏离额定工况工作的分析和论证进行了描述。航天飞机主发动机(SSME)额定推力的范围是:设计推力的65%到109%,扩大论证的范围是:设计推力的17%、22%、27%、40%、45%和50%。在低推力工作期间,额外的收获包括:高压氧化剂涡轮泵(HPOTP)使用液体静压轴承,高压燃料涡轮泵(HPFTP)在第一临界转速下运转,在低工况工作的燃烧稳定性以及喷管流动分离热负荷的改善。

简介：介绍了飞机结构强度静力试验仿真系统的构架和组成部分，试验环境、试验样机和试验过程的仿真是飞机结构强度静力试验仿真系统的组成部分。试验样机的静力学仿真模型足结构静力试验仿真系统准确性和可靠性的关键，除有限元分析方法模型外，提出了基于历史试验数据的特征结构模型。飞机结构强度静力试验仿真系统是一个能够不断积累资源和不断完善性能的结构试验仿真系统，同时也是开发其它飞机结构强度仿真试验系统的软件平台。

简介：结构模态阻尼系数是影响振动疲劳特性的主要因素，获取模态阻尼系数对于结构振动疲劳的分析和仿真计算有重要作用，对于揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理有直接意义。本文选取典型航空金属材料2024-O铝合金，进行了大量的元件级振动疲劳试验、仿真以及数值分析计算，并提出了一种基于数值分析的快速获取结构模态阻尼系数的方法，适合于元件级振动疲劳试验过程中试验件的模态阻尼系数变化规律的获取。研究结果表明：本文方法可以在不中断振动疲劳试验的情况下，快速得到较精确的振动疲劳历程中的模态阻尼系数，为进一步揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理奠定了基础。

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：对某型飞机右发动机架垂直拉杆的断裂性质和原因进行了断口分析和受力分析，得出该拉杆系疲劳断裂失效；其原因主要是拉杆受附加侧向力作用和筒内壁工艺加工台阶根部R尺寸太小，引起R处产生较高应力集中。最后提出几条预防拉杆断裂的建设性建议。

简介：基于小孔腐蚀理论，将腐蚀效应造成的疲劳强度降低或疲劳寿命降低视为应力集中系数的增大，这样将与时间相关的腐蚀效应（应力集中系数变化）和疲劳寿命联系起来了，通过试验研究给出了环境腐蚀造成的结构疲劳寿命与日历寿命之间的关系式，从而给出了一种考虑环境腐蚀效应影响的飞机结构日历使用寿命的估算方法。

简介：根据飞机气候环境适应性试验要求以及各种气候环境因素引起的飞机故障，提出了在气候环境实验室内不同气候环境因素下，飞机气候环境适应性试验的考核内容和考核要求，为气候环境实验室开展飞机气候环境适应性试验方法和技术研究奠定基础。