简介：以燃烧室四热量平衡方程为热力模化分析和壁温计算模型，得到了较实用的模拟准则。用几种模拟压力下的计算壁温对设计点壁温的偏差考察了准则的可靠性。热力模拟准则与压力1．0次方或1．15次方燃烧效率准则相近，与1．75次方效率准则差别较大。热力准则在0．3倍设计压力以上的压力范围具有较高的模拟准确率。压力低于1MPa时，模拟壁温应作增加5％以上修正。

简介：运用MSC．Patran和MSC．Nastran分析软件，建立了热激励设备的三维单元模型，通过面一面辐射计算得出照相区域温度分布，同时，为了确保温度均匀，在照相视宽不变的前提下，把热激励设备底端周向变大，使得结构由圆筒形式改为圆台形式，圆台内壁面对照相视域增加热的反射效应使得该区域温度趋于均匀。此研究的方法在结构热强度试验装备的设计中具有较大的应用潜力。

简介：基于RBCC发动机工作原理，开展了特定燃烧组织模式下，RBCC发动机火箭-冲压模态的理想热力循环优化分析。根据火箭-冲压模态发动机工作特点，建立了工质热力循环过程模型，计算获得了最佳压缩点温度及其对应的最佳压缩比、最大循环功、热效率等参数。同时，给出了燃烧室最高温度、空燃比对最佳压缩比、最大循环功和热效率的影响规律，以及RBCC发动机热力循环的优化方向。研究结果表明，通过提高一级燃烧室最高温度、降低引射比、调整进气道压缩比至最佳压缩比等措施均可有效提高RBCC发动机最大循环功及循环效率。

简介：提出将一氧化二氮作为一种应用于新型小卫星的推进剂.由于它所具有的独特性质,一氧化二氮能够用在冷气、单组元、双组元以及电阻加热式推力室上,从而涵盖了所有小卫星的推进系统。这种推进剂不需要增压系统,因此,在各种小卫星推进系统中使用一氧化二氮是大有好处的。为了展示一氧化二氮作为火箭推进剂所具有的优势,提出了利用可多次起动的单组元推力室进行催化分解的方案。为此,Surrey大学对一氧化二氮的催化分解进行了研究.本文给出了最新的研究成果。

简介：研究了Hamming编码的原理算法，通过模拟实验和软件加以实现，讨论了Hamming编码对FADEC的可靠性和实时性的影响。

简介：针对结构强度实验室传统传感器信息管理模式效率不高的问题，对现状进行可行性分析，提出建立基于B／S架构的传感器信息管理系统，在实现信息在线共享的同时，更有利于工作效率的提高。选用合适及更为优化的管理信息系统开发方法及工具进行B／S架构设计，实现对传感器信息管理的升级，有效提升实验室设备使用时的工作效率，对加快试验进度以及缩短试验周期具有重要意义。

简介：飞机结构强度试验产生了大量的数据，目前这些数据绝大多数以文件的形式存储于服务器的硬盘中，不便于查阅、交流与使用。为了使这些宝贵的试验数据资料得到广泛的共享使用，本文介绍采用文件系统、SQLServer以及Web应用技术，实现将存储于服务器的数据文件展现在Web页面。首先分析数据文件存储方式，并形成八条定义；接着结合SQLServer设计了灵活的文件信息存储关系表；然后，设计递归算法从文件系统中读取指定目录下的全部信息；最后，通过研究ASP．NET中TreeView控件和Table控件的动态编程控制方式，设计递归算法动态生成TreeView和Table的数据库表格，实现文件系统中目录及其文件信息的直观显示。通过对所有文件提供名称检索以及超链接的方式实现试验数据信息的共享。

简介：

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简介：借助于AutoSEA软件和实验手段，对类似于飞机机身舱段的圆柱壳结构的内部声压级进行了计算和实验测量，对结果作比较，并通过建立不同SEA模型，探讨复杂结构的SEA分析中子系统模态数和下限分析频率的关系，借用功率流分析，发现复杂结构的SEA低频分析，受给目标子系统主要传递能量的子系统的支配，这对SEA下限分析频率的确定和低频SEA模型的划分具有一定的意义。

简介：为满足某型号运载火箭动力系统试验液氧加注温度要求，需对加注过程进行热力性能分析。通过对常规氧加注过程因漏热和流阻损失引起的温升、液氧泵效率损失引起的温升进行理论计算，得出常规氧加注过程液氧温度变化规律。此外，通过对过冷氧温度掺混特性进行理论计算和数值仿真，得出过冷氧加注的热力性能。上述分析结果与实测数据进行了比对，结果表明，理论分析结果与实测结果吻合性好，液氧加注过程热力特性分析方法正确可行．

简介：飞机平尾配重R区在试飞中出现疲劳裂纹，为再现R区局部裂纹产生情况和发展规律，在地面采用激振的方法模拟平尾的空中振动环境，对平尾配重R区进行了振动疲劳试验。试验中采用“装机状态”和“固定状态”进行试验，两种试验结果较真实地反映出裂纹产生规律，并对两种模拟试验方法进行对比分析。

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：锚碇体是悬索桥中重要的承力结构，它直接承受由锚索传递的全部载荷，因此锚碇体本身要有足够的强度和刚度以承受缆力，同时锚碇体围岩必须有足够的强度锚同锚碇体。应用ANSYS有限元分析程序对锚碇体、围岩及衬砌进行了强度计算，计算表明了给定载荷下锚碇体及附近围岩的应力和位移。

简介：运用PATRAN／NASTRAN分析软件，建立了飞机风挡玻璃结构的三维单元模型，对载荷和约束施加等提出一种方便的处理方法并进行了比较详细的描述，通过有限元分析，得到风挡的应力及其分布，为风挡的定寿、延寿提供了依据。

简介：导弹在飞行过程中与大气摩擦产生的热量，会降低材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器的安全飞行，带来安全隐患。通过气动加热工程算法确定表面热流密度，利用有限元分析软件MSC．Nastran和MSC．Patran，对四翼导弹进行有限元计算，给出温度场分布情况，为导弹的设计和制造提供依据。

简介：经过对机身框段结构动力学特性的研究，同时通过对国内外的不同行业的碰撞分析方法的资料查阅，对某典型机身框段采用壳元素划分部件、spoltweld等一维单元连接部件建立典型机身框段的动力学有限元模型。经动响应计算与分析验证了该建模方法的合理性。本文的建模方法可为飞机薄壁结构有限元模型的建立提供一定的参考。

简介：在分析国内外空间推进技术（内容涵盖了星、船、弹、箭、器等领域）现状的基础上,梳理了空间推进技术的发展趋势和对我国的启示。在对未来任务和技术需求分析的基础上,对空间推进技术的发展趋势进行了预测,对存在的差距进行了分析,提出了发展思路和重点发展方向建议。

简介：分析了变推力发动机采用的双调模式，用流量调节器控制推进剂流量。流量定位针栓式喷注器控制喷注压降，保证喷注速度基本不变。根据发动机系统特点建立了主要组件的数学模型，并根据模型进行了仿真计算，最后对发动机前管路流阻影响进行了分析。

简介：以空天飞行器翼面模型为研究对象，通过有限元仿真，分析了加热状态下翼面模型的瞬态温度场和振动特性变化过程。研究表明，热效应引起材料弹性模量等参数的变化以及结构热应力，两者综合影响下，结构的固有频率降低。因温度产生的热应力对结构刚度贡献不能忽略，因为热应力的表现形式包含拉应力和压应力，拉应力增加了结构刚度，压应力减小了结构刚度。有限元仿真发现，材料弹性模量等参数的变化比热应力对固有频率的影响更大。