摘要：针对埋入式进气道总压恢复系统数低、畸变大的特点 ,提出了利用扰流器对埋入式进气道进行流场控制的方案。通过吹风实验 ,分析了扰流器的轴向位置、长度、高度、安装角、数目等对埋入式进气道性能的影响。研究结果表明 ,提出的流场控制方案可以大幅度提高进气道总压恢复和降低流场畸变 ,总压恢复σ可提高 3.5%以上 ,流场畸变指数 Δσ可降低 5.4 2 %以上 ,使埋入式进气道的性能达到可应用的水平 ,为埋入式进气道流场控制提供理论和设计依据。

摘要：采用并改进了适用于分离流动的 Ｊｏｈｎｓｏｎ Ｋｉｎｇ 紊流模型，结合 Ｌ Ｕ Ｓ Ｇ Ｓ近似隐式格式和基于 Ｍ Ｕ Ｓ Ｃ Ｌ非线性插值的 Ｒｏｅ 格式编写了雷诺平均的二维 Ｎ Ｓ方程的求解程序。然后借助于该流场计算程序完成了二维埋入式进气道的数值研究，分析了几何设计参数对进气道性能的影响。

摘要：在飞机进气道斜板位置控制系统的地面试验过程中，需要模拟实际飞行状态中斜板所受到的气动载荷谱。本文介绍一种用于模拟气动载荷谱的电液加载控制系统的设计和实现，包括系统的总体设计思想、系统的硬件设计、控制方案的设计以及测控软件的设计等，并给出加载控制的试验结果。系统采用了模拟前馈补偿和综合数字控制方案，选用压力控制电液伺服阀和双出杆的加载作动筒，使多余力得到了有效的控制，并具有较好的跟踪性能。开发的软件包具有功能丰富、操作方便的特点。

摘要：本文重点介绍采用基元叶栅法并用完全径向平衡方程描述压气机子午面内流动的计算多级轴流压气机非设计点性能以及径向畸变影响的模型。该模型考虑了变比热的影响 ,并根据计算求得的基准总压损失和非基准总压损失之和确定压气机的滞止绝热效率。所用数据适用于扩散因子大于 0小于 1 ,而马赫数在 0到1 .6之间的情况。压气机的加功量或增压比由其基元叶栅的落后角确定。该模型允许指定每一叶排的进口流量 ,亦即允许在两叶排之间有流量旁路。本文还着重分析了 RB-1 99高压压气机的特性 ,预测结果与实验数据吻合很好。

摘要：测量新机试飞中的旋流及稳、动态压力畸变，即可全面评审进气道／发动机的相容性。根据进气道流场分析，建立一种适合于空中使用的旋流测量技术，并提出了解决问题的途径，介绍了τ８７，探测器的设计、性能、特点、试验结果。

摘要：分析了高超侧压式进气过第一、二溢流窗的溢流角随后掠角的变化规律，分析了溢流窗气流与主流相互作用而形成一道脱体曲面激波的原因，设计了侧压角为６°，后掠角３０°的直前缘及圆弧前缘两套高超侧压式进气道，在Ｍ５．３风洞中利用风洞壁面自然发展的附面层进行非均匀来流下进气道起动性能及总体性能试验，试验发现大量附面层吸入不仅对起动性能有重大影响，而且对总压恢复影响也极大。

摘要：综述了国内外纤维增强树脂基复合材料结构优化设计的研究成果与发展状况，内容涉及到层合板壳结构以及夹层结构的屈曲、振动、可靠性、结构强度以及多级多目标等问题的优化设计。文中还涉及到发动机复合材料构件优化方面的一些研究成果，给出了其优化设计的网络框图。论文最后对复合材料结构优化设计当前存在的主要问题和今后发展方向作了分析，并指出今后的研究方向：（１）多级多目标多学科的优化设计，不仅涉及到基本理论、建模和方法，而且更加强调工程实际问题；（２）发展相应的软件专家系统，更加强调软件面向对象编程和 Ｃ Ａ Ｄ 技术的应用；（３）注重探究快速有效的优化算法以及探究随机优化和可靠性优化技术，从而快速有效地获得对优化设计点的可靠评价等。

摘要：发展了一种适合于所有流速的压力修正方法。在考虑了密度的可压缩性后，压力修正方程成为对流扩散型的，从而与一般标量一样使用二阶中心差分离散。整个算法具有二阶精度。进一步使用多步压力修正来增强网格非正交时的收敛性态。在对流项离散中，设计了独特的人工耗散，也同样适用于所有流速。利用本算法求解了全三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组。计算采用了非交错网格方案，使用Ｒｈｉｅ－Ｃｈｏｗ方法消除了速度－压力的不关联。对不可压缩和可压缩流均进行了验证。计算结果与实验进行了比较，证明该算法是有效的。

摘要：通过对ＲＡＭ故障情况的全面、深入分析，建立了ＲＡＭ的功能故障模型。并在此基础上，提出一种全面、实用的故障自测试算法。该算法分三步完成测试：（１）测试ＲＡＭ中的固定为１（０）故障、固定开路故障、状态转换故障、数据保持故障及第一类耦合故障中的不相关耦合等故障；（２）测试第一类耦合故障中的相关耦合故障；（３）测试第二类耦合故障。对ＲＡＭ的故障注入试验验证了该算法的有效性。并将此算法应用于航空电子模拟器的ＢＩＴ（Ｂｕｉｌｔｉｎｔｅｓｔ）的设计中。

摘要：由某型发动机的未来使用任务推导了其设计飞行任务剖面和飞行任务混频，然后根据该发动机的高度－速度特性得出了其转速剖面。在该转速剖面下对发动机的压气机盘进行了应力和疲劳寿命计算，由计算结果得出该发动机设计任务循环的选取范围，认为：航空发动机的设计任务循环除０－最大－０、慢车－最大－慢车和巡航－最大－巡航３类循环以外，还应当包括对发动机构件疲劳寿命有较大影响的其它载荷循环，否则将造成设计载荷估计精度大大降低。