简介：本文着重介绍用气动声学理论求得亚音速引射器减噪量的计算公式。该计算公式使亚音速引射器气动计算与声学计算两者之间相互联系起来，用以进行高温排气空气冷却噪声控制设计能取得经济合理的效果。

简介：从信号分析入手阐述了威化饼干机气动控制回路的设计方法和特点，介绍了奶油搅拌机的结构和工作程序。

简介：对气动喷嘴下游雾场及脉动速度场进行了实验研究。实验中，采用一组结构大致相同但具有不同气流脉动强度的气动喷嘴作为试件，利用PDA（粒子动态分析仪）等测试仪器对试件出口后的两相流场进行了测量。结果表明强化气流紊流脉动对气动喷嘴的雾化有好处，使其雾化颗粒直径变小。

简介：针对人展弦比柔性机翼，本文提出了一种考虑结构与气动相互耦合的静气动弹性分析方法，通过以下迭代过程得到结构变形和气动载荷的稳定状态：采用亚音速面元法年和核函数法计算气动影响系数和翼面升力：采用有限元技术计算结构变形：采用B样条函数实现结构网格变形到气动网格变形的插值；采用载荷等效的二角形方法进行气动载筒和有限元节点载荷的转换。最后，通过一个后掠翼算例计算了柔性下的静气动弹性响应，并与刚性情况进行了对比。

简介：飞机结构在飞行过程中同时承受气动载荷和振动载荷的联合作用，这两种载荷的耦合加载试验对于飞机结构成为一项重要的研究内容，所以有必要对此类试验的耦合加载方式及其可行性进行研究。此次试验以气囊加载静载／常规疲劳载荷状态下试验件的振动响应测试为目的，设计符合试验要求的试验件和整套加载装置，得到了气囊5种不同加载情况下试验件振动响应变化情况，得出了以下结论：（1）气囊模拟静载／常规疲劳载荷加载不会大幅改变结构本身振动特性，此耦合试验方法所模拟环境比较接近飞机结构真实载荷环境；（2）加载气囊的个数、部位及加载力的不同对试验件结构的振动响应有一定影响，应增加气囊蓄能器或在试验前进行分析以选择合理的加载点。

简介：本文通过对某型直升机机身/进气道内外流场耦合的数值模拟,介绍了CFD技术在直升机内、外流场的计算能力.分析了进气道形状对进气道出口压力畸变的影响.最后通过改进进气道的外形,气动性能指标有一定的改善.

简介：在模型旋翼台和风洞中,针对倾转旋翼机旋翼/机翼的两个主要干扰状态(悬停和低速前飞)进行了试验,分别测量了悬停状态不同机翼安装角和旋翼总距角、前飞状态不同机翼安装角和吹风速度等试验条件下的倾转旋翼拉力、扭矩以及机翼上下表面压力分布,并对试验结果进行了分析,得出了一些有意义的结论,为进一步研究倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰的特性问题做了些探索性的工作.

简介：高压气动电磁阀是地面供气系统使用的关键元件,其可靠性直接关系到运载火箭能否正常完成发射流程。本文对高压气动电磁阀的故障模式进行分析,并对其可靠性改进设计、可靠性试验以及可靠性评估等技术进行了介绍,通过一系列可靠性改进设计及验证试验工作,使高压气动电磁阀可靠性有所增长,并在大型飞行试验中得到验证。

简介：为改善进气道出口流场畸变对燃烧室性能的不良影响，开展了气动格栅设计。采用数值模拟方法，对扩压器、带气动格栅扩压器、扩压器-燃烧室和带气动格栅扩压器-燃烧室的三维流场进行了数值模拟。结果表明，进气道出口流场畸变，使扩压器出口流场均匀性变差，存在大面积的低速区和分离区；燃烧发生在火焰稳定器上游，燃烧室边区也出现大面积燃烧，导致组件容易被烧毁和组织燃烧性能变差；气动格栅能有效改善扩压器出口流场的均匀性，改善燃烧室性能。

简介：本文介绍一种用容量瓶计量气动元件微小漏气量的新方法。由于容量瓶内状态与当地环境状态不同，文中给出了一种换算公式。应用公式可换算出当地环境状态下的漏气量。

简介：飞机伺服弹性地面试验是测试飞行控制系统与飞机机体之间的动力耦合特性，为飞机伺服弹性分析模型验证和飞机气动伺服弹性分析提供依据。本文主要介绍了飞机伺服弹性地面试验原理及方法，并结合某型号介绍了试验的准备、测试过程、测试结果及对结果的分析。

简介：大载荷弹性轴承硫化模具是制造大载荷球面推力弹性轴承的关键工装.本文介绍了某直升机大载荷球面推力弹性轴承硫化模具设计及在弹性轴承硫化模具设计时应注意的几个问题.

简介：本文通过悬停状态地面效应对旋翼和机身气动特性影响的研究,探索它们之间内在机理,为旋翼性能、操纵性和稳定性提供悬停试验及分析结果.通过对试验与理论计算结果的分析,给出了模型旋翼在悬停状态下,旋翼气动特性随地面高度变化的现象,利用实测桨叶表面压力的方法进一步验证地效情况下旋翼功率随拉力变化的规律.

简介：气动增压器的动作频率是一个重要的性能参数。当气动增压器结构确定后,频率直接决定推进剂流量等参数。同时,气动增压器的动作频率体现在推进剂出口管路压力的波动上,对出口压力的稳定性有很大影响。研究气动增压器的动作频率,有助于合理选择频率参数,以及气动增压器结构参数和性能参数的匹配。为了研究增压气体性质对气动增压器工作性能的影响,建立了数学模型,利用AMESim软件对气液活塞的工作过程进行了仿真。仿真结果与试验数据对比,一致性较好。

简介：基于Realizableκ-ε湍流模型对直升机飞行过程中雷达天线的非定常气动特性进行了CFD数值模拟分析,并对全尺寸和缩比雷达天线进行了不同雷诺数下的绕流计算,得到了雷达天线的非定常流场分布和气动载荷,通过处理得到了雷达天线脱落涡的频率和对应的斯脱拉哈数St。计算结果与风洞试验结果进行了比较分析,给出了基本分析结论。

简介：为了解旋翼总距、间距、转速和风速等参数对共轴刚性双旋翼气动特性影响的规律，探索气动性能最佳的非定常气动模型，着重从试验方面对悬停状态和前飞状态下旋翼非定常气动性能进行分析研究。试验结果表明：旋翼总距、间距和转速等参数变化对共轴刚性双旋翼的气动性能影响较大，受上旋翼气动干扰影响，相同转速配平状态时下旋翼总距比上旋翼大1°左右；在相同旋翼总距和间距下，上旋翼升力占总升力的51．5％～60％。试验结果为未来高速直升机共轴刚性双旋翼气动特性试验提供了参考。

简介：分析研究了大展弦比弹性机翼结构静弹性变形对气动载荷的影响，在传统结构优化方法基础上进行了弹性机翼的结构优化设计方法研究。实现了在真实飞行条件下考虑静气动弹性变形影响的大展弦比弹性机翼的结构优化设计。结构优化设计算例验证了方法的可行性，优化结果表明结构重量收益明显。

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：数值研究了四种亚声叶型前缘(平钝前缘,尖锐前缘,偏压力面前缘和偏吸力面前缘)形状偏差对压气机气动性能的影响。结果表明:四种偏差叶型的最小损失系数与原型相近,平钝前缘在叶根处的低损失攻角范围最小(降低了21.02%);偏压力面和偏吸力面前缘的角度范围与原型接近,但偏压力面前缘的负攻角范围减小,偏吸力面前缘的正攻角范围减小;尖锐前缘低损失攻角范围与原型相近。前缘形状偏差影响堵塞流量,偏压力面前缘堵塞流量降低最多(降低了0.80%);尖锐前缘和偏压力面前缘喘点压比与原型相近,平钝前缘和偏吸力面前缘喘点压比略低,各方案最高效率值相近;平钝前缘偏差对前缘马赫数分布影响最大,前缘形状偏差对进、出口相对气流角和叶片D因子影响不大。试验中应避免使用平钝前缘偏差叶型,或同一排叶片安装偏压力面与偏吸力面前缘偏差叶片。

简介：为了在液体火箭发动机试验过程中全面定量识别低温气动阀故障产生根源,针对低温气动阀可靠性分析过程的动态时变问题,首先通过引入人机环境系统工程理论,结合低温气动阀工作原理,从人机环境方面分析低温气动阀可靠性影响因素,建立基于人机环境系统工程的低温气动阀时变可靠性模型;并在此基础上,通过从人机环境范围定量分析低温气动阀的可靠度与失效率,对低温气动阀可靠性薄弱环节进行评估.最后通过具体的应用实例验证了该方法的有效性与准确性,为定量分析和改进低温气动阀可靠性提供了一种方法指导,为提高液体火箭发动机性能准确客观评价以及研制提供了支撑.