简介：高锁螺栓、高锁螺母具有高强度、高抗疲劳、预紧力安装、自锁等优良特性,它们在直升机结构中广泛应用。本文论述了高锁螺栓、高锁螺母的国产化研制特点及关键技术。研制结果表明,国产化UNJ螺纹的钛合金高锁螺栓、不锈钢抗拉型高锁螺母尺寸与国外标准件一致,可实现互换安装,产品性能达到了国外同类件性能指标要求,可以替代安装。

简介：先介绍了两种测量风洞稳速压控制系统风速反馈值的常用方式-单点风速测量法和多点静压落差法,并对其特点和应用场合进行了分析;然后对多点静压落差法进行数学建模,给出了静压落差与风洞试验段中心点风速的关系;最后用一个工程实例说明此方法在实际风洞设计中的应用。

简介：用大涡模拟的方法对带凹腔支板进行了数值模拟。采用Smagorinsky-Lily亚网格尺度模型,并用SIMPLE算法和中心差分格式求解离散方程。仿真结果表明：凹腔对支板尾流有一定的影响;在本文研究的凹腔深度范围内（5mm、11mm、15mm）,随着凹腔深度的增加,尾流近壁面旋涡的最大涡量值先减小后增大,频率先增大后减小。

简介：在液体火箭发动机地面试验中,速变参数测量以往一直采用模拟方法.近年来,随着计算机技术和测量技术的发展,速变参数测量已经过渡到数字化测量方式.本文就液体火箭发动机地面试验速变参数测量和数据处理过程中,采用一体化的数字测量与处理,经常遇到的若干个技术问题进行了探讨,并提出了解决的方法.

简介：基于ANSYS软件平台，建立了发动机高模试验系统传动轴强度和疲劳数值仿真模型，并进行了数值仿真与分析计算，研究了传动轴强度和疲劳与位移之间的关系，得出了传动轴设计准则。通过对发动机高模试验系统扩压器与氮气破空设备的研究、分析与计算，得出了储能气缸和氮气破空环管的设计准则。采用该设计准则设计的发动机高模试验系统解决了发动机试验启动过程压力过高、回火严重、发动机喷管变形等问题，试验系统满足发动机设计对高模试验的要求。通过该试验系统考核的发动机已成功应用于发射卫星的运载火箭系统。

简介：为验证某型真实带冠涡轮叶片叶冠干摩擦阻尼减振效果，本文建立了可实现正压力连续调节的非旋转状态涡轮叶片试验系统，对不同接触紧度、不同接触角度的真实带冠涡轮叶片的振动响应进行了测试。通过试验分析了叶冠接触面紧度、接触角度等重要参数对带冠叶片振动特性和减振效果的影响规律，结果表明：带冠涡轮叶片出现了明显的非线性现象，同时存在一个最优的接触紧度使得该带冠涡轮叶片的减振效果最佳。接触角度的选取应综合考虑叶冠振动能量的消耗能力和带冠涡轮叶片共振频率的稳定性。

简介：本文研究了不同的引气量和可调静子叶片安装角对压气机性能的影响.结果表明:压气机中间级引气使压气机总流量和稳定工作范围增加,并且产生一个效率最高的最佳引气量,但对压比的影响不明显.

简介：对缝合复合材料的性能测试方法及应变计尺寸的选取进行了研究，初步确定了适用于缝合复合材料力学性能测试的最小应变计尺寸，并且初步给出了缝合参数对复合材料基本力学性能的影响趋势，为今后进行纺织复合材料的研究提供了必要的技术储备。

简介：为了检验高室压脉冲推力器的设计并掌握液体N2O／酒精推进剂的点火燃烧规律，进行了实验研究。可移动喷注器的动密封采用O型圈结构，推进剂的流动通道既能保证充填时推进剂的流通，又能保证挤压时不会有回流。冷试结果表明密封效果良好。测定了系统的热试时序，实现了稳态条件下的点火燃烧，燃烧室压力为2．58MPa。由于液体N2O的饱和蒸汽压较高，容易蒸发，积存在燃烧室内的蒸气造成点火压力峰比较高。

简介：为探讨高湍流度格栅的几何设计方法,采用基于非结构网格的大涡模拟方法,以单平面格栅为研究对象,计算分析了不同格栅稠度、几何形状、来流雷诺数及表面粗糙度下,格栅后湍流度、各向同性特征沿流向的变化。结果表明,格栅稠度对各向同性湍流度基本无影响,稠度增加能增加格栅初始湍流度;存在优化的格栅形状、与格栅尺寸变化相关的来流雷诺数及格栅表面粗糙度,能改善湍流各向同性特征,进而提高格栅湍流度。

简介：针对带复合材料箍环掠型叶片整体叶盘结构，开发了对叶片快速施加气动载荷的方法，发现了整体叶盘的应力应变分析和寿命预测方法，成功地完成了模型叶盘的应变测量和低循环疲劳试验。通过模型叶盘数值分析与试验测量数据的比较可见，二者吻合较好，从而验证了上述方法的有效性。

简介：本文介绍了在喷管超音速段有气体沿切向缝隙喷注的火箭发动机喷管流场计算方法,同时还提供了无喷注的喷管流场计算。计算结果与试验数据相符,证明该计算方法有效。文中对发生器气体喷入实际发动机超音速段的喷管流场进行了分析,分析中假设使用了两类推进剂:氧/氢、氧/甲烷,以氧/氢和氧/甲烷的燃烧产物作为发生器气体。数值计算结果表明,在喷管超音速段有气体喷注的情况下,由于粘性引起的真空比冲损失比没有喷注的喷管损失小。

简介：针对某型机中机身加强框在前期全机静力试验中出现高应变梯度的现象，在全机有限元模型基础上，对该框段及其周围部件建立了细节有限元模型，同时考虑了部件的细化和连接关系的细化，得到了与试验应变相接近的结果。通过对该区域传力路径的分析，确定了高应变及高应变梯度产生的原因，并用考虑材料塑性影响的极限载荷法计算了该框段的极限承载能力，为全机试验的继续进行提供了部分依据。

简介：本文研究了带挤压油膜阻尼器(SFD)的转子系统在考虑弯扭耦合的情况下的加速响应.采用π油膜理论表示SFD中的油膜力,推导了在加速情况下转子系统的运动微分方程,并采用数值方法对运动方程进行了求解.由计算结果可以看出,角加速度的大小会对系统的瞬态响应产生影响,而平稳运行后突然加速会造成SFD的油膜力产生振荡.

简介：本文基于由脆性损伤机制推导得到的非线性损伤累积模型，通过引入Walker应力修正方法，建立了一种考虑平均应力修正的高周疲劳寿命预估模型。同时利用LC4和LY12CZ铝合金高周疲劳试验数据对该模型进行了验证，并将该模型预估寿命结果与采用Goodman修正的原模型进行了比较。结果表明，本文提出的模型预测结果良好，采用Walker修正的高周疲劳损伤模型能够更好地评估平均应力的影响。

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：基于轴流压气机逐级过失速特性和燃烧室特性，建立了带主燃烧室的多级轴流压气机过失速的分析模型。发展了分析轴流压气机过失速响应的动态滞后方法，确定了压气机过失速响应的统一时间常数。并将该模型应用到国内某型发动机的过失速行为的分析，得到了合理的定性理论结果。

简介：针对单级跨声速风扇高切线速度、低压比的特点,采用先进的气动布局及特性分析方法,高切线速度低压比转子设计、低损失可调导叶设计、大攻角范围低损失静子设计技术,以及叶顶激波系控制技术等,完成了该单级风扇的设计,并在此基础上完成机械运转、总性能试验及导叶优化试验。试验结果表明,该单级风扇在满足发动机尺寸设计要求的前提下,各转速流量、效率、压比及稳定裕度均满足设计指标要求,其中效率和稳定裕度远远超过设计指标。

简介：采用中温模拟级性能试验器，试验研究了高反力度涡轮转子叶尖间隙对涡轮级性能的影响，获得了转子叶尖间隙对涡轮级性能的影响规律。通过对试验方案进行数值计算分析，并与试验结果进行对比，验证了数值计算分析方法的合理性。研究结果表明，当涡轮级反力度较高时，随着相对叶尖间隙的减小，其对涡轮性能的影响越来越明显；转子叶尖间隙变化对导向器喉部流通能力也会产生一定影响。

简介：采用一维的半经验半理论计算方法，对某型中等推力加力涡扇发动机带隔热板收－扩喷管调节片壁温进行了计算，并将计算结果与俄方相同条件下的计算结果进行了分析比较，二者基本吻合，研究结果表明，所提出的计算方法简单有效，可用于轴对称喷管的工程设计。