基于稳态计算的节点流量平衡法,建立了某型飞机在加油控制失效时的加油-通气系统计算模型,计算了加油控制失效时各油箱所承受的压力,从而验证了加装地面压力加油系统后通气系统的通气能力,对飞机地面压力加油系统的设计具有指导意义.

某型飞机曾发生在正常液压系统失效后应急液压泵不能正常工作而导致飞机失去操纵，造成严重的飞行事故或事故征侯。本文从吸油管路气穴、油箱油液流失、吸油管中大量气体使应急液压泵“气塞”、附件性能参数不匹配等方面对应急液压泵失效的原因进行了分析，并提出了相应的改装方案。

以椭圆截面液压导管为例,分析了在管内压力作用下变形液压导管管壁的受力情况,依据截面转角方程,推导得到了变形导管管壁附加弯矩计算公式,并分析了附加弯矩引起的管壁弯曲应力及其对导管疲劳破坏的影响.

飞机液压附件综合试验台是针对目前装备使用试验台技术水平落后、测试效率低等问题以及为满足我国引进新一代先进飞机液压系统检测需求而设计.它具有多通道、多功能测试精度高工作可靠操作简单使用维护方便自动化程度高等优点能更好地满足飞机液压附件检测的需要.

在分析液压导管破裂类型的基础上，重点分析了液体压力作用与液压导管破裂的关系。结果表明：导管内液体压力在弯管处产生与导管轴线垂直的横向载荷，在椭圆截面导管周向产生拉伸和弯曲载荷；横向载荷、拉伸载荷、弯曲载荷与液体压力成正比；因液体压力脉动形成的作用于液压导管的交变载荷是造成液压导管疲劳破裂的主要因素之一。

传统液压马达热力学模型不考虑马达壳体温度变化或将产生的热量以固定比例系数传给马达壳体和内部油液物理意义不明确。针对传统模型存在的问题在对马达机械效率和容积效率定义分析的基础上建立了马达热力学模型并以阀控马达液压系统为例进行了动态温度仿真计算对仿真结果进行了分析为马达的设计、使用提供了理论参考。

本文全面分析了飞机液压系统空气污染危害及其原因,并阐述了解决液压系统空气污染的具体措施.这对减少飞机液压系统的故障、保证飞机的飞行安全具有重要的意义.

液压元件的损失特性分为理想局部装置型、具有缝隙流动型和具有压力突降型3种类型各型损失特性遵循不同的规律.考虑测试管路本身的压力损失和油液温度对试验数据的影响应用最小二乘法对试验数据进行处理可正确确定液压元件损失特性的类型并得到损失特性经验公式.

介绍了液压系统温度平衡计算的原理，在此基础上提出了大功率液压系统冷却装置设计的精确方法，并以阀控马达液压系统为例进行了设计实例验证，计算结果表明了该方法的有效性。