简介：通过引入有效应力集中系数修正Lemaitgre-plumtree疲劳模型，证明了在含微缺陷结构中缺口处的有效应力集中系数与疲劳极限存在的相关关系，即K1=α-1／α＇-［1］；建立了以有效应力集中系数为自变量的损伤变量D（K1）的表达式，阐述了其损伤力学性质；最后推导出有效应力集中系数与腐蚀影响系数间的关系表达式。

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：分析了全动翼面的非线性环节，并以目前国内规模最大、精度最高、技术最先进的地面共振试验系统——VXI-640系统为试验手段，运用多点正弦激励下的相位共振法对某型飞机全动翼面进行了模态测试，试验模态纯度高正交性好。以试验模态为数据依据，采用三种气动模型对某型飞机全动翼面进行了颤振分析，分析结果合理，从而论证了基于高精度GVT试验模态进行颤振分析的实用性和可靠性。基于GVT试验设计技术和共振试验虚拟技术，分析了未来利用修正GVT试验数据进行颤振分析的前景。

简介：空天飞行器在大气中高速飞行时一般承受非定常分布载荷，而这些产品在地面振动考核试验中一般只能使用集中载荷激励。本文研究了非定常分布载荷等效转换为若干集中载荷的理论分析与计算方法。初步研究结果表明，基于模态响应等效原则下的载荷转换效果，其时域平均误差达到1．5dB，表明本研究可为空天产品的地面振动考核试验提供一种加载的参考方法。

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：

简介：进行了真空比较监测（CVM）裂纹检测系统试验研究。试验件为带预制切口铝合金模拟件，对切口裂纹进行监控，获取试验件裂纹产生的时间。通过与试验中同时使用的摄像监测系统和超声A扫描检测方法的比较，表明CVM系统有较好的测量精度，检测灵敏度。

简介：为满足飞机静力试验中位移快速测量要求，开发了大尺寸位移摄影测量分析系统。对系统进行了理论误差分析．通过在飞机结构静力试验中与拉线式电流测位移传感器进行了误差对比分析，大尺寸摄影位移测量分析系统不仅可以获取三维变形数据，而且具有更高的测量精度，多次实际使用结果表明，该系统测量性能指标满足飞机静力试验要求。

简介：介绍了国外用于高超音速飞行器上的金属热防护系统的发展历程，以及先进金属热防护系统的研究状况，并阐述了金属热防护系统的发展方向。

简介：本文对以前及现在世界上主要的运载火箭上面级动力系统进行了简单的回顾,分析了上面级推进系统,特别是主发动机的发展趋势。在此基础上,提出了发展我国上面级推进系统的想法及一些迫切需要解决的问题。提出了研制适应性强的通用上面级、着手研究非化学推进上面级等建议。

简介：水击压力数据采集系统是为液体火箭发动机地面试验设计的。阐述了系统设计指标、功能、原理、应用软件开发及系统集成后的调试方法。该系统具有数据采集、信号转换、瞬态参数信号调节、高速采集、数据实时显示及数据分析处理功能。实现了多路参数高速、数据实时显示及数据分析处理，测量精度高，性能稳定可靠，操作简便，能快速响应控制信号，各项性能指标达到了设计要求。

简介：简要介绍了SB101高空台燃油加温系统的用途、设计方案、设计技术要求、工作原理、主要设备和调试结果.

简介：全尺寸飞机结构强度静力／疲劳试验中，多采用液压加载设备进行载荷的施加，试验人员对液压泵运行状态的监测尤为重要。而液压泵多采用试验厂房外单独管理的形式，造成了试验完成后液压泵仍可能长时间运行、油温快速升高的现象。本文研制液压泵运行状态远程监测系统，保证试验人员第一时间获取液压泵运行状态，及时通知泵站值班人员关闭液压泵。结果表明，试验人员对所有在线液压泵统一监测，可以更科学地使用液压泵，减少不必要的能源消耗，降低液压设备的损坏率。

简介：气候环境试验室飞机平台上的发动机开车试验是在不同环境因素下，对发动机及其协同工作的各子系统的环境适应性进行的全面考核。为了保证发动机开车试验的顺利实施，实验室的宅气补偿系统与尾气排放系统必须满足发动机开车试验的用气和尾气排放需求，以保证试验持续、安全、有效的进行。本文对发动机开车空气补偿系统和尾气排放系统的组成及工作原理进行分析，给出各系统的性能要求，并对尾气排放系统中拟采用的降温、降噪方式提出建议，为系统详细设计提供技术支持。

简介：液体火箭发动机试验中，低温推进剂（液氢、液氧、液态甲烷等）的稳态流量是发动机设计的重要参数。目前用自主研制的分节式电容液面计、电容变换仪、采集设备和计算机组成流量测量系统，实现氢氧发动机高空模拟试验及校准试验中高精度稳态流量的测量和实时液位监测。为了提高电容式液位计的测量精度和可靠性，对变送仪表的性能进行了改进。研制了基于FPGA的数字式液位测量仪，测量系统仅由分节式液位传感器、数字式液位测量仪和计算机构成一套完整的解决方案，实现了仪器的智能化和数字化。

简介：本文概述了K—1火箭推进系统及其研制情况。目前随着推进系统各主要组合件考核的完成,首枚火箭即将完成。已经完成的组件图样表明推进系统是可行的。

简介：根据以往飞机结构试验的经验，在仔细分析飞机结构强度试验充压加载系统曾经出现及可能出现故障类型的基础上，结合现有试验设备性能，提出了充气加载系统的设计原理，设置电子式、机械式等多种互为独立的保护措施，以提高飞机结构强度地面试验中充气加载系统的安全性和可靠性。

简介：本文简要介绍了液体火箭发动机扩压器冷却的几种方案,详细论述了内部水冷却系统的特点及其优缺点.

简介：对带有管式减涡器的盘腔内流动特性进行数值模拟,研究了减涡管的长度、管径和引气鼓筒孔的外形及尺寸,对盘腔内压力损失、流动结构的影响。计算结果表明：管式减涡器对于降低引气气流的压力损失有显著作用,存在最佳的减涡管长度使得引气的压力损失最小;减涡管管径、鼓筒孔面积增大都会减少流动损失;在鼓筒孔面积一定的情况下,长圆形鼓筒孔的性能比圆形鼓筒孔的更优。

简介：针对某涡扇发动机检测设备的不足，采用基于PXI总线的控制器和数据采集卡建立某涡扇发动机综合检测系统，充分利用现代计算机的资源进行自主开发，将发动机静态校准仪、动态测量仪和振动检测仪的功能合而为一．并增加试车检测功能。这对于提高发动机作战效率具有重要意义。