简介：为验证飞行器热结构的综合强度进行了包括常温静力试验、热强度试验、热力耦合环境试验、耐声振试验以及静载作用下的振动试验等地面综合试验验证，并且采用正弦扫频试验方法在每个试验前后对热结构进行振动特性检查，通过结构振动特性的变化来确定结构是否发生损伤。试验表明：热结构通过了静力、热及热力耦合试验、静力与振动耦合试验，在热、热力耦合试验前后试验件的结构特征无变化，设计载荷试验后无残余变形，噪声试验暴露了试件的一些工艺缺陷，叠加静载的振动试验提高了热结构局部动刚度，每项试验前后的振动特性显示热结构的动力学特性均发生改变。

简介：以某型发动机第一级整体叶盘试验件为基础,运用理论计算与试验相结合的方法研究了该整体叶盘在单叶片失谐情况下的响应,得到了失谐叶片与＂正常＂叶片的前两阶振动幅值和相位。理论与试验分析均表明,该整体叶盘当单个叶片失谐量在15%以内时,一阶附近在某些失谐量下失谐叶片的振动幅值比协调叶片的要大得多,而失谐量对整体叶盘的振动在二阶频率附近的振幅影响不大。

简介：基于CFD/CSD松耦合策略,建立了前行桨叶概念（ABC）旋翼气动弹性分析方法.CFD计算中以非定常Euler/N-S方程为控制方程,通过动态重叠网格及动网格方法实现桨叶的运动及变形;桨叶结构模型通过中等变形梁理论得到;CFD和CSD数据每隔一个旋转周期交换一次.以XH-59A直升机为例,对不同前飞速度下的旋翼效率进行了分析,计算结果与试验值吻合良好.然后对旋翼振动载荷、桨尖间距、升力偏移量及桨叶载荷进行了分析,研究了前飞速度、旋翼交叉角、提前操纵角等参数对上述动力学性能的影响.该文方法具有很好的分析精度和工程适用性,分析结果可为前行桨叶概念旋翼设计提供重要参考.

简介：研究了薄壁结构在噪声载荷作用下的响应谱估算方法。从振动微分方程入手，引入结合受纳函数，采用解析法计算出结构的位移、应力响应功率谱密度函数，此方法在频域内揭示了声激励载荷、结构多模态信息和响应的关系。采用MSC／NASTRAN进行随机响应分析，给出了有限元法和解析法两种响应谱分析结果的对比，两种算法均较好地体现了薄板结构声激励响应的多模态特征，分析结果表明在进行结构的抗声疲劳设计中必须考虑结构的高频模态作用。

简介：提出一种基于模态迭加法和单元刚度矩陈的结构单元内力频响函数计算方法，并利用某悬臂梁功率谱响应计算验证了这一方法的正确性。

简介：通过对某舱门结构在不同激励载荷作用下的动力响应进行分析，为舱门结构的动强度评估和振动疲劳寿命估算提供依据。

简介：建立了电磁阀动态过程数学模型，包括电动气阀数学模型和气动液阀数学模型，运用Matlab／Simulink将两个模型联系起来求解，实现了诸如电流、电磁力、衔铁和活塞位移、速度以及控制腔压力、体积等参数变化的动态过程仿真，并运用此模型研究了线圈励磁电压、线圈匝数、电阻、气隙、气源压力、反力因素以及结构尺寸参数等对电磁阀响应特性的影响。

简介：解析分析建立离散加筋板模型，探讨筋和板的应变／应力的关系。引入板的应力函数和横向位移函数，通过筋和板的应变协调条件，得到加筋的弯矩和膜力，忽略面内位移的影响，考虑加筋板结构总的能量，运用Hamilton变分原理推导出加筋板结构的运动控制方程，则可以得到由应力函数和横向位移函数两个变量表示的运动控制方程。对横向位移函数采用双级数假设，根据板的变形协调方程，得到应力函数的表达式，运用伽辽金方法，最终得到横向位移函数表示的动力控制方程，求解该方程得到横向位移函数，进而得到板上各点的应力／应变响应，并用于计算典型结构件的声响应（频率、戍力）分析。

简介：概述了气动加热与热响应耦合分析技术的国内外研究进展，给出M．《6飞行器零压力梯度部位气动加热与热响应的耦合分析及试验验证方法。气动加热采用工程算法，在自主开发结构温度场计算软件ASTSA基础上，加入气动加热计算模块，实现了气动加热／热响应耦合分析功能。利用全方程热流密度控制技术，完成了气动加热／热响应耦合地面热模拟试验，实现了对耦合分析结果的试验验证。依据上述分析利试验方法，对受气动加热载荷作用的某导弹油箱的温度场进行了入数值计算和试验测试，计算结果与试验结果吻合较好，说明分析方法是正确的，可以用于工程实际。

简介：液体火箭发动机推力室响应特性包括起动加速性及关机减速性,这些都是考核发动机性能的指标,其通常结合发动机的热试车进行测量.本文提出了一种间接测量推力室响应时间的方法,即通过测量发动机相关部件的充填时间等参数估算推力室响应特性,然后对该方法的误差进行了分析.文中还介绍了具体的试验方案和试验结果,讨论了本方法的应用效果和发展前景.

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：美新型直升机TH-1HTH-1H直升机是美国军方UH-1H“休伊”直升机的最新改进型,该直升机把主要部件及系统都进行了改进和升级,其中包括组件升级和装备一系列新型航空电子系统。UH-1H“休伊”直升机装备传统圆表盘高度和速度测量器,而新型的TH-1H训练直升机装备有高级的电子系统,可为飞行员提供更为有效的训练机会。通过对TH-1H直升机发动机、传动系统和旋翼装置进行升级,TH-1H直升机作战能力获得大幅度提升。此外,TH-1H直升机装备的最新型多功能显示系统,可便于直升机进行未来的升级项目。UH-1H“休伊”直升机自1956年首次飞行以来已经经历了15次升级,并衍生出15个新型版本,而TH-1H直升机是其最新型改进版本。到2009年,美空军计划采购24架TH-1H直升机,这些直升机将一直用于美空军直升机飞行员的训练,并服役到2025年。美军官员表示,美空军目前正在对首架TH-1H直升机进行测试和评估。按照计划,美空军将于2007年4月接收首架TH-1H直升机,随后还将对小规模该型直升机进行测试。这些直升机的测试将有助于军事教官制定飞行教程,并将这些教程用于训练直升机飞行员。根据计划,美空军在接收该直升机平台...

简介：为了获得发动机结构的低频动态特性,采用有限元方法进行了液体火箭一级四机并联发动机(含机架)的计算模态分析.由于发动机为复杂的非对称结构,建模时按质量和刚度等效原则将推力室的夹层结构简化成单层板,其余结构大都按空间梁简化,通过改变材料密度保证了模型质量与发动机稳态工作时的质量一致.简化后的计算规模适中,既反映了结构的主要特征又不浪费计算机资源和时间.计算结果表明了四机并联发动机系统中有多阶轴向运动较大的模态值得注意,需避免它们和发动机的低频脉动及箭体的低频振动耦合.

简介：台湾空军总部计划署宣称，台湾向美方增购的2架性能提升型E-2T预警机，预定2005年初交机返台，未来配合现役4架E-2T预警机，针对地、海面低空目标及延伸雷达侦测，执行全天候监侦任务，满足作战预警需求。台湾空军在1995年以7．6亿美元从美国订购4架E-2T“鹰眼”机载预警机，后此4架E-2T“鹰眼”机载预警机并与EC．130电子战机组成空中预警电子战机队，成为空军早期预警指挥的重要一环。

简介：介绍了风洞应变天平的工作原理、设计流程和设计要求，研究了风洞应变天平优化设计的数学模型，研究了响应面及其构造方法，提出了基于响应面法的风洞应变天平优化设计方法，利用模板法和积木拼接法对风洞应变天平进行参数化建模，给出了天平优化设计实例。

简介：在某单级轴流压气机试验台上，进行了旋转失速和喘振状态下叶片振动响应的试验研究，利用电阻应变片、动态压力传感器、滑环式引电器和磁带记录仪等，录取叶片振动应变和动叶出口压力信号，然后回放磁带，做信号处理，在对时域和频域数据分析的基础上，论述了旋转失速和喘振状态下叶片振动响应的特征。

简介：运用高速动态分析系统研究了喷嘴的雾化性能,重点阐述了高速动态分析系统的原理、构成、工作方式及其在研究喷嘴雾化性能方面的应用.

简介：介绍一种适用于双模态应力谱密度函数的振动疲劳寿命估计方法．即‘bi-modal’方法．并住此基础上提出一种简化方法。数字算例证实，该简化方法较原方法有更好的精度，且适用范围更广。

简介：本文主要介绍了美国高超声速结构响应和寿命预估能力评估的研究计划。该计划由美国空军研究实验室（AFRL）的结构科学中心（SSC）承担。计划第一阶段对波音公司高超声速技术现状与满足高超飞行器设计分析需求的差距进行了评估。计划第二阶段以Ma5—7的高超声速巡航机（HCV）典型部位壁板为例，利用现有技术对壁板进行了详细设计和分析，进一步分析了高超声速结构响应和寿命预估能力评估方面的技术和知识差距。美国的高超声速设计与分析技术的评估结果对我国高超声速结构设计有一定借鉴意义。

简介：