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.

简介：主要叙述了阀门台座的加工工艺和工艺路线的安排,介绍了台座密封型面及环形槽的加工过程,分析了影响密封型面及环形槽加工质量因素.制定出了合理的加工工艺方法,保证了产品质量.

简介：以提高单级风扇压比为目标，深入研究已有高压比风扇技术，提出一种新型双排串列、斜流风扇结构。针对串列风扇气动布局的新特征，发展了串列风扇通流设计方法及基于非均匀有理B样条叶型中线生成方法。利用新建立的气动设计系统，进行了串列风扇气动布局设计与分析，开展了高负荷串列叶片流动匹配研究，并采用三维造型等多项先进技术，成功实现了进口全超声串列静叶设计。三维数值模拟结果显示：新结构串列风扇动叶之间流动匹配良好，超声静叶激波后的流动分离得到有效控制，高负荷条件下串列风扇仍保持良好性能。

简介：为了保证某型直升机操纵系统设计的顺利进行,本文基于国内外相关资料对气动提前操纵角进行了深入的研究,得出该角度主要取决于桨叶挥舞基阶固有频率ωβ1.而ωβ1与挥舞铰外伸量e、桨叶根部弹性约束Kβ和挥舞调节系数Kp密切相关.通过分析e,Kβ和Kp对气动提前操纵角△ψ的影响,推导出计算该角度的具体公式.采用该公式对几个型号进行计算,经校核与验证后,表明本文提供的计算方法可行,能满足工程精度,可应用于工程研究,从而为布置助力器提供理论依据.

简介：对于泵压式变推力发动机和先进的冲压发动机,需要涡轮泵变工况工作,涡轮泵变工况性能是该类发动机研究的一个重点。结合上面级验证性发动机试车,对游机涡轮泵变工况的性能和稳定性进行分析研究。通过泵全流量特性试验和汽蚀试验,得出泵能够在额定流量点25%处稳定工作的结论。对涡轮工况变化后的燃气参数、入口压力、出口压力及效率进行分析,认为涡轮也能够稳定工作。给出了游机涡轮泵可以参加验证性试车的结论,并得到了发动机试车的验证。

简介：叙述了把气动装夹应用于试验工装,组成自动、半自动的工装夹具,从而给试验工作带来定位准确、快速装夹、维护方便等诸多优点.文中列举分析了一些利用气动装夹的试验范例,通过对原有夹具及改进后夹具的图解对比分析,进一步阐述气动装夹的利用价值及其广阔的应用空间.

简介：通过对某型机的气动设计分析,表明了气动设计不仅在新机研制中占有十分重要的地位,就是在以后的改进改型中也是不可臾缺的。对定型(或鉴定)后的直升机进行改进改型是直升机发展的重要途径,尤其是气动设计方面的更改,在充分利用直升机新技术的条件下,可以做到改动小、收益大和见效快的效果。

简介：基于叶素理论和儒可夫斯基涡流理论,通过求解螺旋桨合成速度、速度环量及诱导速度的非线性方程组,分析了高度为20km的临近空间中桨叶数目、桨径长度、旋转速度及前进速度对螺旋桨气动性能的影响。结果显示:诱导速度、拉力、扭矩沿桨径的分布规律都是先增大后减小;螺旋桨拉力随桨径长度、旋转速度的增大而增大,随前进速度的增大先增大后减小且峰值在0.45Ma左右;螺旋桨效率随桨叶数、桨径长度和旋转速度的增大而减小,随前进速度的增大先增大后减小且峰值在0.1Ma左右。

简介：本文介绍了计算直升机升力面气动载荷沿展向和弦向的分布以及气动中心的方法,并以法国"小松鼠"直升机SA350B1的垂尾为例进行了计算,获得了满意的结果.

简介：飞机结构在振动叠加气动载荷作用下可能迅速产生破坏，因此有必要提供有效的地面试验验证手段和可靠的试验数据，以考核飞机结构在这种耦合载荷作用下的结构强度及使用寿命。本文研究振动叠加气动载荷加载技术，通过液压球头传递振动载荷，通过气囊施加气动载荷。设计进行的原理性验证试验表明这种耦合载荷加载技术可避免过多改变试验件自身的振动特性，同时精确实现振动叠加气动载荷的加载，真实模拟试验件的工作环境。此项技术具有较好的实际应用价值，可广泛应用于各种结构的复杂振动环境试验。

简介：针对大速度前飞的特点,我们研制了一套计算大速度前飞旋翼气动载荷的方法和软件,算例计算表明计算值和试验值有较好的吻合度,它不仅在桨叶内段吻合得较好,而且在桨尖这种大载荷区域也是如此;不仅对前进比μ=0.3以下状态符合得较好,而且对μ=0.4,0.45这种高速状态也是如此。这说明本计算方法与软件对大速度前飞旋翼气动载荷计算达到了一定的精度,基本上能满足工程设计的需要。

简介：直升机在悬停时旋翼/机身的气动干扰,主要引起机身垂向阻力的增加.本文根据参考文献[1],给出估算垂向阻力的理论方法,并以某机为例进行了计算,计算结果与该机的旋翼/机身组合风洞试验结果相比,获得了很好的一致.

简介：通过对ASTSA与PATRAN的对比，提出了热阻元的模型建立新思路，同时实现了边界单元材料参数输入、单元死活的实现、内部热生成的判别、载荷类型的选取、时间函数曲线的输入功能以及瞬态计算结果的云图与曲线显示，为其它有限元分析程序与PATRAN平台接口提供了一种有效的途径。

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：用声偶极子源模型来描述受油机受油杆在空中飞行时产生的气动噪声，并研究其在空间的辐射特性，在此基础上，计算了某受油机受油杆在空中飞行时产生的气动噪声向空间的辐射大小，同时比较了圆形剖面和椭圆形剖面受油杆产生噪声的大小，该研究可为受油杆外形设计和声学设计提供理论依据。

简介：本文针对缝隙结构建立高超声速流动模型，分析了缝隙内部流动特性和传热机理，重点研究了缝隙内部气动加热问题。结果表明外部流动只会对缝隙上部产生较大影响，缝隙迎风面热流峰值是当地平板热流值的2．5倍。通过分析攻角、马赫数以及缝隙几何等参数对缝隙热流分布的影响规律，发现缝隙宽度是影响缝隙内部热环境的关键因素。

简介：本文以美国波音/西科斯基公司目前正在设计研制的轻型武装直升机为例,说明先进的气动布局设计必须以风洞实验为基础,对一些新概念,新布局的使用还要通过飞行试验验证,才能减少技术风险,缩短研制周期和降低成本。最后对我国直升机研制必须进行的风洞实验提出了建议。

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：试验中大量使用的AA9-683阀门多次出现活门杆弯曲卡死现象。依据阀门工作原理和故障活门杆分解情况对活门杆失效机理进行分析认为:活门杆弯扭屈曲可能为临界载荷和侧向载荷共同作用产生的结果。选取最小截面等截面法和仿真计算法分别计算活门杆临界载荷。最小截面等截面法依据欧拉临界载荷公式获得临界载荷,仿真计算法依据ANSYSWorkbench软件基于静力法的屈曲计算方法获得临界载荷。通过比较2种方法计算的临界载荷数据,显示结果接近,并且依据已测量挠度以及挠度计算法推导出侧向载荷。将临界载荷、侧向载荷结果与活门杆失效情况比较分析,得出活门杆失效机理的分析结论成立。针对造成活门杆失效的原因采取了有效的改进措施。