简介：研究了基于Flowmaster软件的直升机压力加油冲击压力仿真建模,将仿真结果与试验结果比较,采用地面压力加油泵进行建模,仿真计算冲击压力值远较试验值大;据此,提出采用恒压源代替地面压力加油泵的建模方法,仿真计算冲击压力值与试验值相差10%左右,满足了直升机压力加油冲击压力的工程计算需要。

简介：依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。

简介：某液体火箭发动机的部件采用振动台进行模拟冲击环境试验,冲击控制谱的冲击时域波形由软件采用基本波形合成,基本波形有正弦波、合成小波、Chirp波形,而国内常用正弦波合成冲击谱进行冲击环境试验.给出了瞬态冲击数据合成法的算法过程,提取某液体火箭发动机试车过程中的冲击时域数据来合成冲击控制谱的冲击时域波形,计算结果表明算法有效,所合成的冲击时域数据能够满足冲击响应谱的精度要求.

简介：复合材料在新型客机上得到广泛应用，飞行过程中机身外表可能遭受冰雹袭击，造成机体破坏，危害乘客安全。为研究复合材料蒙皮抗冰雹冲击性能，本文首先基于弹塑性模型，考虑应变率强化效应和脆性断裂行为，建立冰雹动态本构，并根据冰雹撞击传感器试验数据修正冰雹模型参数；然后通过引入三维Hashin失效准则和Cohesive界面元，模拟复合材料的纤维断裂、基体压溃和脱粘分层损伤破坏行为；进而建立复合材料层合板抗冰雹冲击的数值模型，并研究其在不同冲击速度下的动态响应和损伤特性。数值结果表明：针对本文复合材料层合板构型，冲击失效阚值能量为232J；冲击载荷峰值和冲击点位移随冲击速度的增大而增大，但增幅趋缓；分层损伤面积与冲击速度近似呈线性关系；相邻层的铺层角度差为90°时，其层间分层现象更为显著。

简介：针对直升机桨叶在保管和使用过程中可能承受的低速冲击过程所导致的不可见损伤进行分析。使用有限元分析软件ABAQUS对桨叶复合材料进行建模分析。推导出复合材料在冲击作用下可能导致层间脱层现象,并且由于冲击损伤作用可能导致桨叶结构的应力分布产生变化,从而导致应力集中,最终影响到整体结构的强度。

简介：摘要：大吨位、受力复杂的机载设备抗冲击性能往往需要地面的水平冲击实验来验证。目前，国内的水平冲击实验装置最大负载在5吨左右，这已经不能满足现有机载设备研制的需求。本文研制了一套最大负载15吨，最大过载峰值16g，峰值对应时间在50ms以上的减速度水平冲击实验装置。实验装置由吊装框架、导向机构、投放锁、冲击平台、摆绳、波形发生器以及测控系统组成。冲击平台被提升至一定高度后释放，撞击液压阻尼波形发生器，产生冲击波形。经过冲击实验验证，本文研制的实验装置达到了设计指标。

简介：介绍了便携式冲击试验装置的研制原理及其应用。装置的研制不仅满足了大量预研课题和小试样性能测试的需求，而且成功地应用于许多军民机重点型号复合材料全尺寸结构地面验证试验中，解决了冲击损伤引入的难题，缩短了型号研制周期，节约了大量试验安装费用。

简介：长期以来，一直采用CAI(冲击后压缩强度)来评定复合材料抗冲击和损伤的能力，大量实验数据证实，它是个物理意义比较含混的力学量，不能正确指导材料研究和设计选材。研究表明，复合材料结构的抗冲击耐久性和含冲击损伤的损伤容限分别对应于材料体系的损伤阻抗和损伤容限，并可以分别用对应静压痕力～凹坑深度曲线拐点的压痕力Fknee,和凹坑深度～压缩破坏应变曲线门槛值CAIT(CompressionfailurestrainAfterImpactThreshold)来表征。

简介：水击压力数据采集系统是为液体火箭发动机地面试验设计的。阐述了系统设计指标、功能、原理、应用软件开发及系统集成后的调试方法。该系统具有数据采集、信号转换、瞬态参数信号调节、高速采集、数据实时显示及数据分析处理功能。实现了多路参数高速、数据实时显示及数据分析处理，测量精度高，性能稳定可靠，操作简便，能快速响应控制信号，各项性能指标达到了设计要求。

简介：简要概括了复合材料冲击试验的研究现状,详细介绍了某落锤式冲击试验机的研制及工作原理;以某层压板为例验证了该试验机性能,并对比分析了冲击前后层压板强度的变化.结果表明:该试验机数据收集满足试验要求;层压板受到低能冲击后内部出现大量分层损伤,其强度值降低最大达35%.

简介：采用"桨叶表面预先压槽,再粘贴片式压力传感器并粘胶带再开测量孔"的方法测量旋翼模型桨叶表面压力,在8mx6m风洞完成了地面悬停和风洞前飞试验,研究了桨叶表面压力测量技术和数据采集处理技术,获得了桨叶表面特征剖面的压力分布,建立了实用的旋翼模型桨叶表面压力测量试验技术.

简介：脉动压力测量在液体火箭发动机地面试验中占有重要地位,它在判断发动机故障方面起着重要作用.介绍了一种用一只压力传感器既测稳态压力又测低频脉动压力的方法,这是发动机地面试验参数测量领域的一项新尝试.文中着重论述测量系统构成、仪器选则、校准方法及实现过程.

简介：使用NUMECA软件对某型超音速两级冲击式涡轮进行了全三维定常湍流流场计算,分析了计算结果。以此为基础,通过修改叶型得到性能较高的涡轮叶型设计,并对比了优化前后涡轮内部流场。以三维计算结果为基础,分析涡轮内部流动损失,在保证氧涡轮原有机械结构不做大的改变、输入条件不变的情况下,对涡轮叶型进行优化研究。以叶型参数为变量,以总静效率(在总总效率的基础上考虑余速损失而得)为目标函数,通过反复修改各个叶型参数,然后对每次修改过的叶片进行三维计算,通过比较涡轮总静效率大小判断叶型优劣。通过优化,获得了效率更高、做功能力更强的涡轮叶型。研究成果对工程研制有一定的指导意义,总结的涡轮气动设计及优化方法,对涡轮的设计具有借鉴作用。

简介：利用超声系统对复合材料层压板结构的冲击损伤双面扫描，探讨损伤声像在各层面上的分布状况，从两面扫描中分析其在对应位置声像不一致性成因，从而依声图像准确判定内部损伤空间位置、大小、缺陷性质及一般规律。通过层压板冲击损伤的双面扫描分析对比，分析了扫描面结果不一致性的几种成因。此项研究有助于对复合材料内部各层面损伤进行定性、定量分析，并为断层图像重建为三维模型提供依据，在一定程度上减少三维重建凭经验、想象的主观性随意性。

简介：从航空发动机高空模拟试验台模拟压力要求出发，介绍高空台排气系统的作用、组成和排气系统的流通，对抽气机和排气扩压器的特性作了概述，对高空舱后压力PD调节系统、Ⅰ级抽气总管压力PM^*调节系统作了说明，叙述发动机稳态试验、加力过渡态试验、加减速过渡态试验时高空舱后舱压力PD和Ⅰ级抽气总管压力PM^*控制方法，指出发动机在稳态试验和过渡态试验时高空舱后舱压力PD的影响因素和排气系统自动调节阀（999）在管网中的安装位置。

简介：对冲击冷却换热作了初步的实验研究和分析，实验中采用了两块冲击孔直径的冲击孔间距均不同的冲击孔板，实验结果表明，横流对冲击冷却换热的影响较大；冲击间距与冲击孔径之比为1.027-2.333的范围内，换热的努氏数随冲击间距的增大而增加；在冲击间距一定时，换热的努氏数随冷却气流流量的增大而增加。

简介：分析了基于波传播特性变化监测复合材料冲击损伤的技术进展，介绍了利用FBG或FBG／PZT联合监测冲击损伤的方法。本文提出了一个新颖的冲击报警和定位方法；报警判据和定位算法仅仅依据冲击期间FBG所测得应变最大幅值和FBG的相对位置。用T700S／BA9916层板进行了试验验证。结果表明该方法准确、快速、简便，定位误差工程上可以接受。

简介：通过试验研究和理论分析,研究了不同供应压力对气体在管路中充填特性的影响。试验结果发现,在文氏管喉部气体流速等于音速的前提下,且气体介质和文氏管喉部截面积不变时,在压力变化的初始阶段,供应压力的变化对产品喷前建压和泄压时间影响不大;通过理论分析得出供应压力与气体管路充填特性的关系,找到不同压力下快速确定气体管路充填特性的方法。

简介：基于多子区平行压气机彻体力模型，就某风扇特性和S2流面计算结果进行了气动稳定性的评估与分析。介绍了进口流场畸变对风扇稳定性影响的数学模型，并阐述了该模型的求解方法；计算和分析了压力畸变对风扇稳定性影响的结果，并讨论了压力畸变在风扇系统中的传递和分布情况。计算结果表明：风扇在相对换算转速75％下稳定裕度储备可能不足；中低转速下的导叶调节规律需要优化，同时还需对中低转速下的总体匹配做进一步分析。

简介：从复合材料结构设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发，讨论了按NASA标准得到的CAI值与它们的关系，指出了传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能。且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究，和对国外文献总结的基础上，提出复合材料抗冲击性能的评定应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象，在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上，建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系，即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力（最大接触力）来表征复合材料体系的损伤阻抗（韧性）；用出现拐点后基本不变的压缩强度（破坏应变）门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。