简介：摘要：本文针对某机载控制设备，讨论了随机振动分析中机载设备结构以及减振器结构的仿真方法。采用Nastran分别对有减振器结构和无减振器结构进行了随机振动分析，得到了结构在机载振动环境下响应的加速度功率谱密度函数，通过对比研究说明了减振器对该结构具有较明显的减振效果。仿真结果合理可信，可以帮助和指导后续的减振器选型、环境振动试验以及进一步的结构改型。

简介：本文专门设计一种在随机加速度基础激励下具有双模态响应的悬臂梁宽带振动疲劳试验，测试试件在危险点即根部的振动响应量值与振动疲劳寿命，通过测得的根部应变值用频域估算方法包括Dirlik法，Bi—modal法，改进的Bi—modal法及Rayleigh方法等估算其疲劳寿命，将估算寿命与试验测得的实际寿命比较，以验证各种频域估算方法的精度与适用性。

简介：针对飞机典型金属加筋壁板结构，通过试验的方法研究了其在多模态随机载荷激励下的振动疲劳特性。通过仿真分析、扫频试验及标定试验，获取加筋壁板多模态随机激励载荷，开展多模态随机振动疲劳试验；针对振动疲劳历程中的速度响应及动应变响应数据，通过时域分析以及功率谱密度分析，研究其振动疲劳演化规律，并提出一种试验与仿真相结合的多模态随机载荷下的振动疲劳寿命获取方法。试验研究结果表明：在整个疲劳历程中，振动响应大致可分为三个阶段，第一阶段是响应快速下降阶段，第二阶段是响应稳定阶段，第三阶段是响应出现明显拐点并快速下降阶段，此时结构出现破坏。此外，随着振动试验的进行，前三阶固有频率明显下降，对应的功率谱密度显著增大。

简介：在本文中，我们得到了条件中位数最近邻估计误差分布的渐近展示。为了模拟条件中位数最近邻估计之误差分布，我们使用了随机加权法，并证明了利用随机加权法来逼近条件中位数最近邻估计误差分布的精度为o(n^d+2^-(logn)^ε），（ε：＞0）。

简介：近年来，对航空发动机耐久性，可靠性的要求越来越高，因此发动机随机振动试验监测，分析及故障诊断显得更为突出和重要，本文简述了国内、外发动机振动试验监测的现状、差别及发展动向，并提出了某些建议。

简介：通过研究固体发动机密封结构主要部件橡胶O形密封圈的力学性能，应用积分类随机有限元法实现了密封结构随机因素下的结构响应，完成了固体发动机密封结构在长时间贮存老化和工作状态下的力学性能模拟及随机有限元可靠性分析。

简介：随机耐久性分析在PFMA方法基础上考虑裂纹扩展随机性,可以更准确地评估结构的耐久性,但是在计算裂纹超越数概率时,表达式解析困难而复杂。本文在PFMA方法之IFQ模型的基础上提出一种裂纹扩展速率系数临界值概念,解决裂纹超越数概率计算解析式积分问题,并推导出裂纹超越数概率的表达式,通过与MonteCarlo法计算结果对比,验证了本文方法的正确性和准确性。

简介：振动伴随着飞机的全部飞行过程,如果飞机垂尾同时承受机动载荷和覆盖其主要模态频率的振动载荷,就会迅速产生动态疲劳破坏,进而失效。因此有必要在地面模拟真实的载荷加载环境,对结构的抗动态疲劳能力进行考核。飞机垂尾抖振试验控制方案有翼尖加速度控制和加载点力控制两种方案可供选择,通过垂尾模拟件,对两种方案进行研究,并进行对比测试,确定采用加载点力控制方案来进行试验。

简介：目前,美国正在用大力神和航天飞机两个系统加速进行地球转移轨道4540kg至9080kg的有效载荷方案研究。实践证明,这两个系统需要较高的发射费用。美国政府也已决定,不对新的系统诸如国家运载系统等做进一步研究,当然主要还是研制费用太高的缘故。本文主要介绍了低费用运载火箭方案——把4540kg到9080kg的有效载荷送入地球转移轨道;从现有的硬件入手,尽可能地缩小运载火箭的研制费用。这类运载火箭不仅包括了固体火箭的下面级,而且还包括了无论是固体还是液体火箭的上面级。在对其性能研究的同时,对发射场的运作情况也进行了探究;以便于把发射场制约在原大力神和航天飞机的发射基地之上。这一研究表明:可以研制和生产这些低费用运载火箭,并且在现有的基地发射。因此也可节省用来建造新发射场的那笔费用。所以,这一方案大有希望缩减运载火箭的发射费用。

简介：提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dualrocket-basedcombinedcycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。

简介：依据某型滚控发动机实际结构,设计了3种燃气引流方案,方案1采用喷管与引射直筒留有间隙的布局形式,方案2采用喷管嵌入引射筒、引射筒后部接弯管的布局形式,方案3采用喷管直接排入引射筒的布局形式.采用商业软件对3种方案的引流效果进行了数值仿真,仿真结果表明方案1结构简单、易于实施,能够满足燃气顺利排放条件;方案2能够满足燃气引流,但会产生较大轴向力;方案3也可满足燃气引流,但引射筒与喷管间隙较难控制;综合分析得到方案1适合该滚控发动机燃气引流.

简介：本文概述国外重复使用运载器的发展概况,论述国内运载器的发展趋势,并对我国重复使用运载器推进系统的发展计划提出了几点看法。

简介：以高温高压燃气加热高压纯空气为研究背景，用平均温差法对气-气热管换热器设计计算，进行结构方案设计，采用有效度-传热单元数法对换热器传热进行校核计算。设计换热器为圆柱形筒壁结构，出口为渐缩型喷管结构，采用半轴比为2／1的椭圆形热管。

简介：以确定压气机转子结构方案为例介绍了计算机辅助设计的研究成果，阐述了设计过程，给出了参数化交互式典型零件图的绘制方法。指出这一辅助设计系统不仅可提高工作质量，缩短设计周期，而且可以实现结构优化，值得推广用。

简介：针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点，结合工程计算方法和设计思想，建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型，详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响，并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明，通过改善结构布局，合理分配缝隙冷气流量，可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温，适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。

简介：介绍了在微型计算机上以AutoCAD图形软件为支持软件，研究开发的适用于涡扇、涡喷、涡轴发动机的部件和总体结构方案图的设计系统。阐述了该系统的结构、功能和特点，指出该系统采用了参数化绘图方式，具有良好的用户界面，可通过下拉式菜单、屏幕菜单和图标菜单交互式进行部件和总体方案图的对比设计和绘图，经使用表明，该系统绘图质量高，既省时、省力，又便于多方案优化选择，有较大的工程应用价值。

简介：以高空模拟试车台空气加温炉为研究对象，利用数值模拟方法对加温炉燃烧特性、出口空气温度等进行了计算和分析。结果表明：现有空气加温炉由于采用自然进气方式，热能利用率仅为0．2左右。在此基础上，结合高空模拟试车台改造要求，对该加温炉改造方案进行了重点研究。改用三台燃烧器方案后，可有效提高加温管出口空气温度的均匀性，温差基本控制在8K内；合理选择燃烧器安装位置及炉壁辐射参数，加温炉的热能利用率可达0．4以上。

简介：气候环境实验室通过以载冷剂为冷媒的翅片管式换热器对空气进行温度处理，可实现室内温度达-55℃～＋74℃。在低温环境下，还进行降雪、冻雨、冻雾等试验，这将引起换热器结霜。换热器结霜将导致换热性能降低、系统阻力增大等问题，不及时除霜将严重影响实验进行。本文从降低结霜影响和融霜两个方面提出了适用于以载冷剂为冷媒的换热器的除霜方案，并进行了实验研究。实验结果表明，结霜换热器能够对来流空气预先除湿，降低结霜影响，通过循环加热换热器内的冷媒可在短时间内将换热器加热、融霜。根据实验结果设计了换热器除霜系统，并已成功应用于大型气候环境实验室。

简介：介绍了高超声速推进装置的三种工作模态,总结了高超声速推进装置的优缺点,给出了研究重点.

简介：以端部受集中载荷的悬臂梁为对象，分析了“大变形”导致的作动筒载荷误差及其引起的静力试验结果（截面应力）的误差大小；提出了修正“大变形影响”的两类修正方法。针对典型的悬臂盒段梁进行了试验验证。