简介：为有效考核液体火箭发动机的工作可靠性,需要通过地面试验验证摇摆软管低温疲劳特性。摇摆软管低温疲劳试验系统承担试验时涉及的摇摆环境模拟、低温压力环境模拟、轴压平衡等关键技术。摇摆驱动分系统利用水平放置的2个液压伺服油缸作为驱动单元驱动十字轴带动摇摆软管摆动,模拟摇摆软管的安装边界及摇摆工况。低温压力供应分系统向摇摆软管内腔输送一定压力的液氮,模拟摇摆软管低温以及内压环境。内压平衡子系统通过设置在摇摆软管内的轴压平衡装置平衡内腔压力产生的轴向载荷,避免在内腔压力作用下伸长。某型氧化剂摇摆软管低温疲劳试验结果表明：摇摆软管低温疲劳试验系统能够实现摇摆软管双向摇摆和单向摇摆等疲劳试验工况,试验环境和边界条件与摇摆软管实际工作状态基本一致,试验参数满足要求。

简介：在飞机强度试验中异常信号被背景噪声淹没，提取信号特征困难。针对这个问题，首先对信号进行EEMD降噪，然后根据相关系数筛选出用于重构信号的IMF分量，提取特征值，最后运用支持向量机进行分类辨识。通过与几种降噪法进行比较，结果表明结合相关系数的EEMD降噪方法优于其它降噪方法，更适用于充满噪声的全尺寸飞机强度试验中。

简介：通过测量不同工况下双辐板涡轮盘壁面温度、盘腔内气流压力和温度分布，研究了盘心冷气流量、转速及盘缘加热量对盘内流动与换热的影响。结果表明，双辐板涡轮盘试验件壁面温度随转速的上升而下降，随盘缘加热量的增加而上升；由于盘缘加热，整个壁面温度在径向上沿盘面逐渐上升；由于离心力作用，盘内气流压力随转速的上升而略有升高；转速越高换热效果越好，盘内气流温度越低。

简介：飞机结构静力试验载荷谱是每个加载点载荷一时间历程，编制载荷谱是飞机结构静力试验设计中一项重要工作。以型号试验经验为基础，从试验加载形式、载荷谱构成人手，通过总结分类提出了载荷谱编制标准化方案，完成了载荷谱编制通用程序设计，有效提高了静力试验设计效率。

简介：介绍了某微型发动机转子在高速动平衡试验台上，在一阶临界转速附近进行柔性转子动平衡的方法，步骤。介绍了临界转速及平衡转速确定的方法和结果。高速转子去平衡结果表明，在平衡转速下，使转子达到了较高的平衡精度，振幅明显下降，能安全越过临界转速，并降低了转子传给发动机机匣的振动和减少了轴承负荷。

简介：阐述了适用于振动试验的高低温环境设备研制过程，主要介绍了环境箱结构及温度控制方面的设计思想，并提供了有关调试数据。该设备主要特点是实用性强、操作简便并具有较高的温度控制精度。

简介：对某型飞机前调节板典型件进行了静力试验验证，阐述了试验载荷、应变、位移的实施方法及数据处理的方法。结合数据处理结果给出了试验结论。研究结果可供飞机结构设计参考。

简介：建设一个航空发动机试验数据库平台,将试验数据有效、集中地保存和管理,能够为航空发动机研究提供技术支持。本文从航空发动机试验数据库的设计原则、功能构建、软硬件平台构建和系统安全保障及维护等方面详细阐述了航空发动机试验数据库的构建。

简介：为保证新研制的导向叶片在发动机上可靠工作，须先对其进行冷效试验，以验证气膜冷却的气动参数、几何参数对冷却效果及涡轮气动性能的影响。试验件结构设计中根据相似原则，采用单层干烧结构，并采用UG参数化建模和装配、间隙分析减小装配误差和干涉，提高了冷效试验效率。试验件内温度场、压力场较好，具有良好的耐温性、密封性；试验件设计中，配合更换试验件耐热材料，较常规水冷式试验件结构简单，且加工周期缩短一半，造价减少约60%。

简介：火星极地登陆舱(MPL)太空飞船使用的单组元肼分解推力室控制飞船向火星表面的下降过程。1999年火星气候轨道器太空飞船失败之后,对火星极地登陆舱(MPL)太空飞船的设计重新进行了全面的评估。作为该评审的一部分,对下降推力室及其催化剂床在0～-30℃变化时的推力室工作情况进行鉴定试验。试验于1999年10月～11月在通用动力公司(GD)太空推进系统分公司(即先前的PRIMEX航空公司、olin航空公司和有名的火箭研究公司)进行。试验证明推力室在其催化剂床温度为-28℃时能够可靠工作。

简介：飞机结构在飞行过程中同时承受气动载荷和振动载荷的联合作用，这两种载荷的耦合加载试验对于飞机结构成为一项重要的研究内容，所以有必要对此类试验的耦合加载方式及其可行性进行研究。此次试验以气囊加载静载／常规疲劳载荷状态下试验件的振动响应测试为目的，设计符合试验要求的试验件和整套加载装置，得到了气囊5种不同加载情况下试验件振动响应变化情况，得出了以下结论：（1）气囊模拟静载／常规疲劳载荷加载不会大幅改变结构本身振动特性，此耦合试验方法所模拟环境比较接近飞机结构真实载荷环境；（2）加载气囊的个数、部位及加载力的不同对试验件结构的振动响应有一定影响，应增加气囊蓄能器或在试验前进行分析以选择合理的加载点。

简介：为实现航空发动机飞行试验实时监控,分析整理了涡扇发动机实际飞行试验数据,并以三层前向人工神经网络为基础,通过引入输出层反馈至输入层,形成该涡扇发动机的NNARX模型。对包括高压转子转速在内的11个发动机关键参数变化模型进行研究,并在额外架次全程飞行试验数据上验证和讨论辨识模型的推广能力。结果表明,辨识模型样本点上最大相对误差在5%以内,辨识模型可以应用到该型发动机的试飞实时监控中,同时也可为后续建立涡扇发动机的全包线自适应实时监控模型提供参考。

简介：介绍了导致有机玻璃老化的主要环境因素、加速老化环境谱的编制方法和有机玻璃的加速老化试验技术，对某飞机座舱盖有机玻璃进行了自然老化试验和加速老化试验，通过两种老化试验后有机玻璃疲劳试验结果的对比，证明本文提出的有机玻璃加速老化试验技术是可行、有效和适用的。

简介：针对液氧/煤油发动机使用的接触式端面密封存在端面温升大、重复使用性能不理想等问题,首先采用无限长平面平行槽的惠普尔理论构建非接触式端面密封计算模型,然后仿真计算密封结构参数对气膜刚度以及泄漏量等密封性能的影响,最后以最大气膜刚度为优化目标,对非接触端面密封结构参数进行优化设计.低温运转试验验证了优化结果的正确性和非接触式端面密封具有良好的重复使用性.

简介：目前发动机试验温度参数主要采用接触式测量方法,测温元件直接与被测对象相接触,优点是测量精度高,缺点是试验过程传感器经常损坏或脱落,且高温和腐蚀性介质影响感温元件的性能和寿命。根据发动机试验任务的要求和液体火箭发动机试验的特点,结合先进的分布式无接触式测量及光纤传输的技术,设计并建立了红外热成像测量系统。该系统采用无损、无线测量及光纤传输方式,提高了发动机热试车恶劣环境条件下关键部位温度参数的获得率,为全面研究发动机工作过程温度场分布情况奠定基础。

简介：多路协调加载试验技术在进行结构强度试验中越来越受到重视.本文对多路协调加载试验设备及系统进行了简单介绍,重点针对多路协调加载试验过程中出现的诸如油源污染、系统激振、伺服作动器选取、控制参数的设定和试验安全等问题提出了应对措施,并就影响多路协调加载试验的相关问题进行了分析.应用本文提出的对策可以有效地解决多路协调加载试验过程中的常见问题.

简介：分析了SB303全台压气机试验器排气道的变形原因，综述了修复方法和调整过程，并初步总结了非标准设备维修工作的一般规律。

简介：在某单级轴流压气机试验台上，进行了旋转失速和喘振状态下叶片振动响应的试验研究，利用电阻应变片、动态压力传感器、滑环式引电器和磁带记录仪等，录取叶片振动应变和动叶出口压力信号，然后回放磁带，做信号处理，在对时域和频域数据分析的基础上，论述了旋转失速和喘振状态下叶片振动响应的特征。

简介：为验证某型真实带冠涡轮叶片叶冠干摩擦阻尼减振效果，本文建立了可实现正压力连续调节的非旋转状态涡轮叶片试验系统，对不同接触紧度、不同接触角度的真实带冠涡轮叶片的振动响应进行了测试。通过试验分析了叶冠接触面紧度、接触角度等重要参数对带冠叶片振动特性和减振效果的影响规律，结果表明：带冠涡轮叶片出现了明显的非线性现象，同时存在一个最优的接触紧度使得该带冠涡轮叶片的减振效果最佳。接触角度的选取应综合考虑叶冠振动能量的消耗能力和带冠涡轮叶片共振频率的稳定性。

简介：本文研究了不同的引气量和可调静子叶片安装角对压气机性能的影响.结果表明:压气机中间级引气使压气机总流量和稳定工作范围增加,并且产生一个效率最高的最佳引气量,但对压比的影响不明显.