简介：本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分析的结果,及综合传热模型对发动机的设计参数的选择。本文的方法可为同类发动机设计中的性能计算及参数优化提供参考。

简介：对现有几种端壁损失模型进行取长补短的综合，提出了一种“混合方法”，这种方法能同时较好地估算端壁损失值及其沿径向的分布规律，减少了目前损失计算中对端壁损失分布考虑的任意性，对于今后的损失及其模型的研究、计算有一定的参考价值。

简介：为了了解无毒双组元推进剂化学反应的动力特性,Purdue大学研制了一种"超级试验装置(Hypertester)"来测量双组元自燃推进剂从撞击到燃烧之间的点火延迟时间。一个计算程序被用来确定比冲和密度比冲等热力参数。已经发现了降低点火延迟并提高双组元推进剂能量的化合物。本文通过对比动力参数和热力参数来选择液体火箭发动机中使用的无毒自燃双组元推进剂。

简介：1.办刊宗旨《结构强度研究》1995年创刊,季刊,系陕西省新闻出版广电局核定的连续性内部资料性出版物,由中国航空工业集团公司主管、中国飞机强度研究所(以下简称强度所)主办。该刊物为从事航空结构强度研究与试验及其他相关航空专业研究的广大科研人员提供一个交流与合作的平台。自创刊以来,为我国航空工业的发展及飞机结构强度领域可持续发展做出了贡献。

简介：介绍了两种考虑结构细节数影响的概率分析模型，设计了包含不同细节个数的4种试验件，并完成疲劳试验。通过试验结果（试验寿命和DFR值）和两种分析模型的计算结果的比较，证明该分析方法是满足工程要求的。

简介：22N双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。

简介：翼身组合体静强度试验作为关键性的强度研发试验，在飞机研制过程中一直备受关注。加载端盖能满足翼身组合体试验加载及约束要求，是翼身组合体试验常用的支持形式。本文根据加载端盖受力特点讨论了加载端盖结构设计中重点关注的问题，提出了加载端盖结构有限元建模方案，并针对某型飞机翼身组合体前、后机身加载端盖进行有限元分析，给出了分析结果和强度校核结论，为该型飞机翼身组合体加载端盖的设汁提供了重要支持。同时，为该类结构提供了一套有限元建模分析方法。

简介：本文介绍了Dasa（戴姆勒-奔驰宇航公司）新型的400N远地点发动机鉴定试验结果。该发动机采用MMH/N2O4地球可贮存推进剂,其比冲比Dasa第一代再生冷却的远地点发动机至少提高98m/s。根据Dasa10N推力室的经验,新型的400N发动机也采用了无涂层的铂合金推力室,同时喷注器也进行了改进,能够满足性能指标要求。一台发动机完成了鉴定试验,先进行一般的验收试验,接着进行鉴定试验。经充分的验证表明,发动机在420N、入口压力1.7MPa状态下,额定比冲3116m/s.在鉴定试验中,发动机共消耗推进剂2663kg,重复点火起动128台次,并完成10个完整的热循环。最长工作时间4000s,热和冷的推进剂入口温度45℃和0℃。He气引入的发动机稳定性评定,高温起动能力以及从1.3MPa至2.0MPa的供应压力的变化等,均作为鉴定试验大纲的内容。本文阐述了鉴定试验的结果,并进行了讨论。另外,还报告了三台发动机在轨飞行结果。

简介：研究、验证了超声压电传感器对铝合金LY12-CZ螺接结构、铆接结构的动态监控，做了一定量的试验，得出了有用监控结果，验证了监控方法，可供结构使用过程、全尺寸结构试验现场参考使用。

简介：ARC公司22N挤压式反作用力控制系统姿控发动机已通过大落压工况下的delta-验证。delta-验证由以下内容组成:通过热试车分析发动机工作条件、演示性能和寿命能力。试验包括占空比从12%到97%及入口压力从2.5MPa到0.5MPa的工作循环,入口压力的变化演示了从39%到129%的工况调节能力。对发动机工作条件和试验情况进行了总结,认为该发动机设计满足大落压工况要求。

简介：为解决复合材料接头强度分析中由于接触造成的收敛困难问题，自定义了具有特殊本构关系的粘接元用来模拟接触，该单元只能传递压力而不能传递拉力。自定义的粘接元被置于两接触对之间用来传递接触压力，从而保证了接触体之间在接触面上的变形协调关系。同时，建立了复合材料单钉接头的三维累积损伤有限元模型。在文献[1，5]的材料性能退化模型基础上，对纤维及基体压缩破坏的刚度退化模式做了改进，并利用自定义粘接元接触技术及改进后的刚度退化方法对模型进行了有限元模拟。最后，进行了四组相应试验件的试验验证，试验结果和模拟结果吻合较好，证明了自定义粘接元接触技术，以及本文中模型和算法的有效性。

简介：利用GEMCHIP程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20～30％。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。

简介：结构热试验是为了解决飞行器在高速飞行时出现的“热障”问题而发展起来的地面模拟试验技术，通过模拟飞行器在飞行中的热环境和气动载荷来检验其对飞行器结构的影响。针对结构热试验中的几种加载方式进行了探讨，并在头锥热载联合试验及仪器舱热在联合试验中进行应用。

简介：

简介：腐蚀是长寿命飞机结构普遍存在的问题，介绍了腐蚀损伤的简单机理。并通过对国外腐蚀检测方法的研究，针对飞机结构腐蚀情形，给出了几种实用的腐蚀检测方法。

简介：为了确保飞机结构试验的成功进行，在试验前要求对试件的破坏载荷与部位进行预估。本文采用工程法和有限元法相结合的方法对民机机翼结构进行了破坏预估分析，给出了危险部位及其破坏载荷和安全裕度。又根据该机翼非破坏试验的测量数据，对所预估的可靠性进行了分析认证。采用对“计算”的安全裕度与“试验”的安全裕度对比的方法，阐明了所预估的结果是可靠且偏安全的，能满足工程实用要求。

简介：

简介：介绍了用于评价涂层优劣的检测项目，给出了用于评价涂层耐候性的两种加速试验谱，并通过试验检测了目前飞机铝合金结构常用的几种防腐涂层的底漆、面漆和涂层体系的物理机械性能、耐环境性能和耐候性，给出了优选结果，并对常用的防腐涂层体系的性能进行了评价。

简介：针对某工程工艺罩振动环境试验，探讨了超大型结构振动环境试验技术，比较了几种振动环境激励方案，确定了对于工艺罩这类超大型结构件的振动环境以单振动台加水平滑台的激励方案，并且确定了夹具设计原则及对夹具设计方案进行了有限元分析和设计，并成功应用于某工程工艺罩振动环境试验。

简介：针对双组元液体远地点火箭发动机采用液膜冷却的工作特点,分析了矩形、三角形以及两者混合结构等不同形状的扰流环对发动机燃烧性能的影响,得到了不同形状以及处于不同位置时的扰流环对发动机内流场以及燃烧效率影响结果.分析表明,数值计算的结果与发动机试验相符合,为液体远地点发动机的扰流环设计提供了重要参考.