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：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：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：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：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：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：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：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：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：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：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：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%.