简介：讨论了可靠进入空间及运送人员和货物去空间站的多种候选方案.有些方案不需要新技术,只需投入合理的研发资金就可实现.这些方案的实施还可为研发航天飞机的替代产品节省更多的时间,提供更多的先进技术.对近期空间运输的合理途径的争论仍将持续,直到出现大多数认可的最能满足长期运输需求的先进系统的解决方案.

简介：叙述了把气动装夹应用于试验工装,组成自动、半自动的工装夹具,从而给试验工作带来定位准确、快速装夹、维护方便等诸多优点.文中列举分析了一些利用气动装夹的试验范例,通过对原有夹具及改进后夹具的图解对比分析,进一步阐述气动装夹的利用价值及其广阔的应用空间.

简介：提出一种利用改进的B样条经验模态分解（B-splineempiricalmodedecomposition，BS-EMD）识别时变结构瞬时模态参数的方法。针对B~EMD的端点问题，采用基于Levenberg-Marquardt（L-M）算法的BP神经网络对BS-EMD进行改进。进而结合Hilbert变换，将这种改进的B~EMD方法应用于时变结构的参数识别中。仿真算例结果表明，改进的BS-EMD可以有效抑制端点效应问题，利用该方法能够有效地追踪时变结构的瞬时频率。

简介：简要介绍了飞机舱内吸声测试技术的理论，并通过实例论述了在半消声室实验室内利用机身声学试验平台，采用合理的试验方法，对座舱段不同声学结构的吸声特性所进行的测试和分析。

简介：通过对强度概念及公式的分析，推导出计算位移变化率的公式，基于杆提出了几何刚度和弹性性系数的概念，并把它应用盱破坏预估及模型修改。

简介：推进剂利用系统调节器最初设计为非线性调节。鉴于非线性的一些缺陷,后来改进为线性调节。本文介绍了这种线性调节器的设计方法.本方法避开了复杂的解析计算,借用非线性调节器的试验数据,用半经验的工程方法解决了原认为难以解决的设计问题,在实际应用中取得了良好效果。

简介：对I-DEAS软件有限元模块的功能和特点作了简介，并对这一模块作了开发，编制了计算正交各向异性发动机叶片、盘强度振动的专用程序与I-DEAS相接的数据转换程序TRANS-TO-IDEAS，并将涡轮气冷工作叶片与盘接触应力分析结果送入了I-DEAS，再利用I-DEAS软件功能作出了有限元网格、应力分布图。进一步推广处理了一实验所测得的火焰筒温度场分布，得到满意的结果。

简介：受外廓尺寸限制的火箭发动机喷管设计以及能产生最大推力的喷管造型等问题,在过去的几十年里已引起了不少研究者的注意。最近发现,在喷管的出口流场的控制面上引入“不连续性”,可以减少喷管长度。本报告给出了喷管型面的计算和推力性能比较。这里提及的控制面包括两区域,内区包含超音速膨胀流,其速度和流动方向角是随半径增大而增大的。外区包含受喷管型面影响的流场,它呈现出随半径增大而流动方向角交小的特征。在内外区的接合处,引入流动方向上的不连续性和相应的速度等熵变化,通过等熵压缩波在此接合面处相交实现“跳跃”。在控制面的上游,流动保持等熵。在本报告中所示的计算方法表明,喷管长度的减少量,是与跳跃的大小和沿控制面的位置相关联的。可以想象,只需少量的推力性能损失就可实现喷管长度的大幅度减少。这种设计观点最有希望应用在空间发动机的设计中。

简介：根据液氧／煤油发动机地面试验特点，比较低温容器容积标定的不同方法，基于容量比较法，确定液氧／煤油发动机地面试验低温容器容积标定方法。通过建立液氧／煤油发动机地面试验低温容器容积标定系统，结合温度与密度对数据进行修正，获取准确低温容器容积，为提高液氧流量测量精度奠定基础。标准定后对容器内表面进行清洗，避免多余物进入试验系统，保证试验系统可靠性。

简介：通过空空导弹发射装置的振动环境试验，得到模拟弹体和发射装置的振动响应特性试验，但试验结果不能反映真实飞行状态下的结构振动响应特性。为此，结合导弹发射装置的飞行状态参数，分别从振动试验的总体设计方案、试验加载和夹具系统的设计技术、试验样品所承受的力及力矩的平衡方式、外载荷的控制等方面进行了探讨，提出了满足导弹发射装置结构惯性力／力矩的模拟原则以及耐振动强度需求的振动试验方法。

简介：为提高火箭基冲压组合循环（RBCC）发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施：1）冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2）采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。

简介：为研究液体推进剂的热分解特性,利用差示扫描量热仪（DSC）和绝热加速量热仪（ARC）,对自行研制的3种液体推进剂进行了热分解过程研究,并对其热稳定性进行了探讨.分析了DSC和ARC两种方法在研究液体推进剂热分解方面的优劣性.

简介：目前飞机设计中主要采用工程方法计算加筋壁板的承载能力。本文对常用的三种工程方法作了简短介绍并进行了评述。采用这三种方法分别对某型飞机中央翼加筋壁板及其试验件进行了计算，表明其中的极限载荷法的计算结果偏于安全，与试验结果吻合较好。最后对该型飞机机身加筋壁板轴压试验件采用极限载荷法做了进一步的计算，十一种构型加筋板的轴压破坏载荷计算值与试验结果相当吻合，从而证实了极限载荷法是一种计算轴压加筋壁板承载能力更准确、实用的工程方法。

简介：通过对轴流压气机旋转失速的声学特性的描述,从非定常角度出发对旋转失速发作的原因及其声学特性进行了分析.同时,对轴流压气机非定常现象具有的时间尺度进行了对比研究.建立了考虑旋转失速声学特性的开环系统控制的物理模型,对于揭示轴流压气机旋转失速机理以及进一步对旋转失速进行主动控制提供了理论基础.

简介：飞机全机地面振动试验是新机研制和飞机改型中不可缺少的一项重要试验。但是在某些情况下，试验系统中飞机支托设备上盖附加质量及激振器动圈附加质量和附加刚度对飞机的动特性(频率和振型)会产生一定的影响。介绍了怎样通过工程计算的方法消除附加刚度和附加质量的影响，为共振试验中飞机结构模态试验结果的修正提供一种工程处理方法。

简介：根据高教机立项论证的需要，对高教机寿命指标要求与如何实现寿命指标的技术途径做了探讨，指出谈寿命不能回避可靠性要求，飞机结构寿命与可靠性问题的技术关键，在于后者，保证了后者才会有前者，具有可靠性要求的寿命才是有效，因此，寿命指标必然要受可靠性指标要求所制约，可靠性涉及飞行安全是不能讨论还价的，更不允许没有要求。而满足可靠性要求的寿命指标主要涉及飞机研制费用和出厂飞机造价，取决于投入的经费额度，它必须以有效的控制灾难性疲劳破坏，以及投入的研制经费和今后出厂飞机造价又是财力可以接受的为依据，给出飞机结构灾难性疲劳破坏控制技术的基本原理，明确了实现寿命指标的的主要技术途径。

简介：提出了开展新支线客机地面强度验证试验时估计会遇到的三方面技术难题，并对其形成原因与可供选择的解决技术途径作了粗浅探讨。

简介：1引言木桶理论是现代管理科学中的一个概念,用生动形象的比喻是:一只木桶的容水量,不取决于构成木桶的那块最长的木板,而取决于最短的那块木块。要使木桶能装更多的水,就要设法改变这块短木板的现状。作为一个管理者,必须善于发现自己负责管理的系统中的“短木板”,善于补短,大大提高工作效率和经济效益。

简介：以发生锈蚀的1J116材料产品为分析对象，应用能谱分析、模拟试验等方法。研究了锈蚀产生的原因、腐蚀介质的作用模式和腐蚀机理。实验表明，锈蚀形式主要表现为缝隙腐蚀，氯离子是引起锈蚀的重要条件，而产品清洗后系统中残留的四氯化碳、水和乙醇的混合溶液是氯离子的主要来源。

简介：介绍了发动机高空模拟试验中发动机性能参数不确定度控制与改善的需要和需求背景，分析了空气流量等发动机性能参数不确定度的影响因素，重点探讨了进气压力、高空舱压力等主要因素对发动机性能参数不确定度的影响及其确定方法，并在此基础上提出了基于已有测试系统改善其参数测量不确定度的实用方法。