简介：本文针对两种弹性环刚度的计算方法——解析法和有限元法进行了对比，分析了各自的适用条件．并基于有限元法分析了涡动角、凸台参数和配合间隙对弹性环刚度的影响，为弹性环的结构设计提供了参考。

简介：提出了基于经典层压板理论的层压板刚度矩阵的两种识别方法，精确识别法和参数减少识别法。在精确识别法中全部层压板刚度参数作为未知数并可利用足够的试验数据由层压板本构方程——虎克定律直接求出。在参数减少识别法中全部层压板刚度参数被展开成一些重要参数诸如纤维与基体的杨氏模量、纤维体积含量及纤维体积含量沿厚度方向的分布参数的线性函数。这些参数在以前的研究中被证明对层压板刚度参数及屈曲栽荷有很大的影响。通过线性化，待识别的参数由18个刚度参数减少为6个材料性能及纤维体积含量分布参数。这些参数可利用层压板设计参数(铺层顺序、铺层角及各层厚度)和少量试验的测量数据确定。在两种方法中采用常规方法求解带约束最小二乘统计问题。给出了验证两种刚度矩阵识别方法的算例，其中参数减少识别法采用真实试验测量结果；精确识别法采用虚拟理想试验测量结果。

简介：机翼结构设计中，为解决剖面剐度约束下的优化计算难题，提出了一种基于剖面刚度计算的优化方法，以刚度均方差为目标，选取有限差分法确定搜索方向，对剖面构件进行全设计。算例表明文中所述方法有效，可以为此类问题提供参考。

简介：针对边条翼布局的双垂尾抖振风洞试验模型，通过垂尾模态频率关于刚度分布的灵敏度分析，确定垂尾刚度修改的最佳区域，对垂尾的刚度进行修改，从而减轻垂尾抖振的响应。模拟分析及风洞试验结果表明，对该垂尾刚度修改后的抖振响应减缓的效果明显。

简介：对于含有楔环的导弹结构在进行动特性分析时，提出一种等效刚度方法，即分别建立导弹的体元和壳元模型，对于体元模型进行含接触元的非线性静力分析，通过不断调整壳元模型连接部位的单元刚度，使壳元模型全结构的挠曲线方程与体元模型分析结果相一致，最后较准确地进行了含有楔环导弹结构的动特性分析。

简介：飞机全机地面振动试验是新机研制和飞机改型中不可缺少的一项重要试验。但是在某些情况下，试验系统中飞机支托设备上盖附加质量及激振器动圈附加质量和附加刚度对飞机的动特性(频率和振型)会产生一定的影响。介绍了怎样通过工程计算的方法消除附加刚度和附加质量的影响，为共振试验中飞机结构模态试验结果的修正提供一种工程处理方法。

简介：以MSC／PATRAN为平台，利用其二次开发工具PCL语言，并结合FORTRAN语言，通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了波纹板等效刚度和开口腹板当量厚度计算程序及相应的用户界面。将等效刚度技术融合于有限元建模过程中，使用户在有限元建模过程中随时调用本程序进行波纹板和开口板的等效刚度计算。实际工程应用结果表明，本程序使用方便，可以提高建模效率。

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：介绍一种机体刚度模拟器的设计技术，该项技术能真实体现出起落架落、摆振试验中飞机机体的弹性支持，使起落架的试验边界条件更加接近实际情况。该项技术对于全面考核飞机起落架的着陆裁荷和滑跑稳定性具有重要的使用价值。

简介：法向接触刚度参数对于研究含球较类机械结构的动力学特性具有重要意义。为了准确预估两球体结合面间的法向接触刚度,本文基于粗糙平面间分形接触模型,通过引入表面接触系数以及考虑摩擦因素的弹塑性变形的临界面积计算公式,建立了考虑摩擦因素的两球面法向接触刚度分形预估模型。并利用上述模型对某发动机安装系统中采用的球铰(向心关节轴承)接触刚度进行了研究,仿真结果表明:随着法向接触载荷的增大,摩擦因数、材料的特性参数、粗糙度幅值的减小,法向接触刚度增大;外球面半径固定时,随着内球面半径的减小,法向接触刚度减小;此外,存在一个使接触刚度达到最大值的分形维数值。

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：本文设计了一种基于压电元件的频率自适应动力吸振器，通过施加预应力改变结构弹性元件的刚度，实现了频率在线可调，利用有限元仿真分析其振动控制频段。为了验证吸振器的振动控制效果，选取典型飞机壁板进行试验，结果表明：频率自适应动力吸振的设计可行有效，在其设计频率处能有效的控制壁板振动，大大提高了工程应用价值。

简介：柔度影响系数矩阵是机翼结构刚度特性的一种重要表征方法，本文针对大展弦比机翼结构的受力和变形特点，将机翼等效为一个薄壁梁结构，大大减小了计算规模。然后利用切面刚度计算程序计算出分布弯曲刚度和分布扭转刚度，再根据薄壁梁的单元刚度矩阵总装后得到结构的总体刚度矩阵，经过奇异性处理后最终得到机翼结构柔度影响系数矩阵。通过柔度影响系数矩阵计算得到扭角与挠度值，与试验值相比符合性较好。

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：本文根据试验数据，采用多元线性回归分析方法建立了轴对称收敛－扩散喷管激波贴口时落压比与面积比，收敛半角，扩张半角，无量纲喉道曲率半径之间关系的数学模型，为喷管研究提供依据。

简介：本文通过对减压阀阀芯密封比压形成及影响因素的分析,提出了密封比压的两种计算途径及相应计算公式,并对公式的适用性进行了探讨,列出了计算实例。

简介：在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧室应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22％,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5％。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20％,冷却剂压降增加不到2％。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33％。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2％的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8％,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。

简介：为了提高火箭运载能力，常规二级发动机设置了混合比调节系统。通过建立发动机系统非线性静态特性仿真模型，并结合地面试车数据，开展发动机混合比调节特性分析。结果表明：发动机的混合比调节范围达到-3．13％～＋3．20％，完全满足火箭推进剂利用系统的要求，且有一定的余量；混合比调节系统既达到了调节发动机混合比的目的，又能保持发动机的推力基本不变。采用静态仿真模型可以很好地描述发动机稳态工作过程中的混合比调节特性，具有较高的精度。

简介：介绍了适航条例对民用发动机动态性能的要求，并以完成初步方案设计的某民用大涵道比涡扇发动机为例，开展了民用大涵道比涡扇发动机动态性能模拟研究。研究了不同供油规律、不同转子转动惯量和飞机引气及功率提取对发动机加减速性能的影响。讨论了动态过程压缩部件工作线的偏移情况以及影响发动机动态过程的主要热效应现象，并采用相关文献的结论对得到的加、减速时间进行了经验修正。

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。