简介：本文以转子-机匣系统为对象,采用弯扭耦合传递矩阵法分析了锥齿轮啮合作用对不平衡响应及初始弯曲响应振动特性的影响.改进了三套纯弯曲和弯扭耦合临界转速及不平衡响应峰值转速计算方法及软件,提高了计算效率.采用此三对配套软件计算了两种支承方案的临界转速和峰值转速,在无阻尼条件下两者完全一致.分析了质心按一阶振型分布和按空间分布时锥齿轮啮合作用对峰值转速及振动值的影响,得出了有工程参考价值的结论.提出了改善转子振动特性的方法.

简介：通过数值计算，对高压涡轮转子叶片凹槽端面的流动与换热特性进行了初步研究，并与平板端面进行了比较。计算结果表明：叶尖间隙越小，凹槽的节流效果就越明显；转速对叶片端面换热系数的影响不显著；小间隙对叶片端面平均换热系数的影响较大。

简介：本文针对双级轴向涡流器和双油路离心喷嘴组合的气动雾化头部装置,通过试验研究了喷嘴主、副油路分别在不同供油压力下供油,形成的不同喷嘴一次雾化质量对头部气动雾化效果的影响,研究结果表明:喷嘴一次雾化质量对双涡流器头部的气动雾化效果影响较大.在一定的头部气动参数条件下,较高的供油压力形成较好的一次雾化质量,气动雾化的作用不明显:较低的供油压力形成较差的一次雾化质量,在气动力作用下能够得到较好的气动雾化效果,燃油雾化良好.这也表明在双涡流器气动雾化火焰筒头部装置中,喷嘴供油特性和头部气动参数之间进行合理匹配对保证和提高燃烧室各状态的综合燃烧性能是很重要的.本研究还验证了双涡流器气动雾化头部采用双路离心喷嘴供油的设计特点.

简介：通过一个带结构刚度非线性的全动翼面的算例计算研究了三种典型的结构刚度非线性（间隙型、转折型、三次型）对机翼振动特性的影响研究。计算结果表明：间隙型的刚度非线性使得颤振速度下降；转折型刚度非线性能提高颤振速度；三次型刚度非线性对机翼颤振的影响尚未得到理想的结果，还需进一步的研究。

简介：随着空间技术的开发和应用,使用双组元推进剂的空间发动机得到了广泛的应用,由于缺乏对空间环境条件详细、深刻的认识,因此,对双组元空间发动机在空闻环境条件下多次起动的点火特性需要有一定的认识和了解,以提高我们的设计水平,更好地为拓展发动机空间技术应用领域服务。本报告主要介绍双组元四氧化二氮/肼类推进剂组合发动机的空间点火特性,主要是美国从六十年代以来对双组元四氧化氮/肼类推进剂组合的空间点火特性进行研究的一些结果,尽管这些试验条件与实际情况存在一些差异,但是,对空间发动机设计依然能够提供出有重要参考价值的结论

简介：飞机改变外挂后，需对全机带外挂结构进行地面振动试验或动力学分析以获得带外挂结构的动力学特性，用于重新评估飞机的颤振特性。以无外挂飞机的GVT模型与经验证的外挂FE模型为基础，通过混合建模，利用自由界面模态综合法，得到带外挂飞机的固有振动特性，并以此为基础进行颤振分析，为现役飞机带外挂改装带来极大的方便。工程算例表明了该方法的可行性。

简介：为了提高液体火箭发动机涡轮泵端面密封的气检合格率，开展了密封组件的静力学特性分析。采用有限元法建立了密封端面接触分析模型，针对石墨环装配过盈量、弹簧刚度偏差与气检压力3个方面进行了仿真计算，获得了端面变形量和密封压力分布的变化规律。计算结果表明：在0．13mm过盈量下，石墨环上端面高度差为7．2μm；弹簧刚度偏差量变化引起的动静环端面压力分布最大差值约0．1MPa；在气检过程中密封端面呈环形的压力分布。

简介：在全机动力分析中，对机身建模有两种不同的观点，一种是将机身建成梁式结构，另一种是将机身建成由长桁、隔框和蒙皮组成的简式模型。分析了两种建模方式的优缺点，并依据飞机总体设计的概念，按相似理论对吹风模型动力特性设计的方法，仿真构造了在研飞机，并按两种方法建成有限元模型，分别进行了全机振动特性分析和颤振分析，论证了两种建模方法的一致性。

简介：弹性环式挤压油膜阻尼器（ERSFD）将减振与调频功能融为一体,既保留了挤压油膜阻尼器（SFD）的优点,又改善了SFD的油膜非线性特性,具有较好的应用前景。以数值分析为辅、试验手段为主,分析了ERSFD-转子系统在弹性环凸台高度、供油条件、滑油温度和不平衡量等因素影响下的动力学特性,并综合各因素的影响结果,得出了试验的三种弹性环凸台高度中,弹性环凸台高度较小的ERSFD支承下,转子的动力特性较为理想。

简介：为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizablek-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。

简介：变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性.对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性.本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机LMDE的比冲特性.

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：针对某型流量调节器及泵压式供应系统,建立了描述其动态特性的频域分析模型,研究系统在出口压力扰动下的频率响应特性以及系统的固有稳定性.结果表明调节器在系统中的位置对系统高频范围内的频率特性影响很大.当供应系统总压降保持一定,增大出口局部流阻的压降能降低系统的谐振峰.当出口局部阻力较小,管路长度比例合适时,系统能够出现自发的不稳定.出口局部阻力越低,系统的总管路长度越大,则系统稳定性越差,不稳定的管路长度比例区间就越大.系统产生不稳定的机理是,在合适的管路长度比例下,调节器第二道节流口所分成的两截管路的声学频率相匹配,且流量调节器处于固有频率的压力波腹,滑阀始终受到频率一致、较大幅值的脉动压力的作用,使得滑阀在固有频率下产生明显的随动响应,对系统形成正反馈.在系统的阻尼耗散作用不足时,形成了耦合的不稳定系统.

简介：由于液体火箭发动机涡轮泵运行状态的好坏直接影响发动机的性能和可靠性,所以对其进行超速疲劳试验是检验涡轮泵转子系统高速旋转时稳定性的可靠保证。低温氢转子转速高、动能大,实际工作中又受低温环境、振动等多种复杂因素的影响,给涡轮转子的结构强度和稳定性带来很大挑战。为确保涡轮泵产品运行的稳定性,研究其高速离心时的变形特性对保证涡轮泵产品的结构强度和可靠性具有重要意义。建立了涡轮等部件的有限元模型,研究应力分布和形变特性,在理论研究的基础上开展了试验研究,验证了产品设计的可靠性,为发动机的可靠运转提供保证。

简介：应用全局矩阵法，推导了多层结构壳体的导波频散方程，并分别针对固体火箭发动机四种不同层数的壳体导波频散曲线进行了求解，发现当结构层数和第一层厚度增加时，各模式曲线的间隔缩小．曲线数目增加，并有向零频方向靠拢的趋势。同时研究了粘接质量变化对频散特征的影响，随着胶层质量相对变差，频散曲线总体向左漂移。

简介：主要的研究工作是建立了以三维非定常N—S方程为主管方程的计算非定常气动力的高效计算方法，采用颤振方程和N—S方程耦合求解，时间推进的方法计算结构响应特性。发展了一种对既带有结构非线性又含有气动非线性的多重非线性的复杂颤振系统响应特性的分析方法。对全动操纵面转轴带有硬弹簧和间隙型非线性刚度的颤振系统进行了分析，计算结果表明这类系统具有复杂的极限环特性。

简介：将发动机热端部件一弯曲混合管埋入尾机身模型内部并引入旋翼下洗气流与热排气强迫混合，这是一种新型的一体化红外抑制器结构。通过数值模拟和实验分析比较了波瓣喷管与旋翼下洗的混合流场，并且获得了不同旋翼下洗气流作用下模型壁面的红外辐射光谱。结果表明：在弯曲混合管出口存在低压区，使得周围冷却气流在压差的驱动下被不断吸入混合；模型的红外辐射主要以8～14μm波段的红外辐射为主，随着旋翼下洗气流速度的增加，模型的红外辐射强度逐渐降低。

简介：R0110重型燃气轮机燃烧室按干式低污染（DLN）原理设计，采用径向燃料分级燃烧技术，具有两种燃烧模式。为检验燃烧室的NOx排放特性，在低压模拟条件下，对模式I和模式Ⅱ分别进行了燃烧室单管试验。结果表明，模式Ⅱ的NOx排放比模式I显著降低，但还未能完全满足设计要求。为此，对燃烧室结构、燃料分配特性及模式Ⅱ的工作过程进行了详细分析，提出了进一步改善燃烧室NOx排放特性的措施和建议。

简介：通过对综合电子调节器低压压气机导流叶片调节通道(即PHA通道)内部电路和控制规律的研究，以及低压压气机叶片角位移传感器(即α1角位移传感器)特性的外部测试，设计了模拟传感器的试验方案。该方案采用硬件电路对综合电子调节器输入传感器的信号进行调制，采用软件编程对模拟传感器进行调制。试验结果表明，模拟传感器可以完全替代真实传感器的功能。且满足一定的精度和可靠性要求，为综合电子调节器的离位检测及其数字化研究提供了新的思路．

简介：针对飞机上常见的液压及燃油管系结构，叙述了两种简化的动力学分析数学模型，并用仿真算例说明了管中液体的流速及压力对管道结构动力学特性所产生的影响，同时说明了两种简化模型的适用范围。