基于动力特性的发动机支架设计方案对比分析

为满足高空变轨和射程要求,飞行器可以在末修级中增加发动机。发动机支架的作用便是为发动机提供安装平台,此支架在满足强度要求的同时,必须兼顾结构系统的动力学特性。本文针对上述典型的支架结构,利用有限元软件进行了仿真分析,讨论了几种可能的设计方案,并与振动试验结果进行了对比分析,对后续类似结构设计具有很好的指导作用。     

变轨期间对接机构对接锁系温度场数值模拟

采用节点热网络法,建立了目标飞行器尾部组合系统(发动机组和对接机构)温度场数值模拟的物理、数学模型,明确了关键参数的计算方法,应用隐式R-K法,耦合求解非线性温度微分方程组.着重研究变轨期间对接锁系受高温变轨发动机的热影响.分析表明,发动机高温热辐射对邻近对接锁系的热影响很大,发动机热影响范围大致在θ±Δθ=(90±30)°和θ±Δθ=(270±30)°区间,发动机相对安装距离R、变轨起始时刻和工作时间是影响对接锁系温度的重要因素,而发动机安装倾角对对接锁系温度的影响非常小.     

近地点变轨固体火箭发动机平衡试验

对长二捆近地点变轨固体火箭发动机动平衡用校验转子、工装、空载／满载发动机、卸载／不卸载发动机以及有无喷管发动机等各种状态下动平衡参数进行了试验研究，并对其动平衡在数进行了理论计算。     

旋转冲压发动机冲压转子振动模态分析

简要介绍旋转冲压发动机冲压转子设计的工作原理及安装结构,以ANSYS有限元分析软件为平台,建立发动机冲压转子的有限元模型,并对转子结构进行模态分析,获得转子的前十阶模态固有频率、振型.对刚性支承和弹性支承情况下转子模态进行了对比分析,分析结果表明,拟定的工作转速均有效地避开了一阶临界转速.同时,分析结果为下一步进行详细的旋转冲压发动机分析打下基础.     

安装条件对后支承机匣系统动态特性的影响

本文采用机械阻抗测试方法,试验分析了某发动机的后支承安装条件,即螺栓拧紧力矩及配合间隙对支承机匣系统共振频率及位移导纳值的影响。试验结果表明,安装条件的影响局限在一定范围内。故在规范范围内,改变安装条件,可在一定程度上调整发动机的振动。     

稳压器安装支架动态特性分析

为了研究稳压器安装支架定频振动激励下的动态响应特性,以某型号稳压器振动试验用安装支架为研究对象,建立了支架及稳压器的有限元分析模型,通过模态分析获得了结构前六阶的固有频率及振型,对稳压器定频振动试验过程中支架的动态响应进行了分析。结果表明,低频基础激励时支架存在一定放大作用,而高频基础激励时支架能够起到一定的减振效果,试验验证表明有限元仿真结果与试验结果吻合较好。为阀门支架设计及振动环境下工装动态特性仿真提供参考。     

发动机空中插板逼喘试验研究

发动机飞行试验台进气扰流装置由一组安装在被试发动机吊舱进气道内的插板组成,通过安装不同数量的插板可以在被试发动机进口造成10%~60%的6种堵塞比.通过采用在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置对被试发动机进行逼喘试验,探讨了飞行台发动机插板逼喘试验的试验程序和方法.为进行被试发动机空中插板逼喘试验,测量被试发动机进口流场压力分布,对发动机飞行台试验吊舱的过渡段壁面加装了静压座,并安装了总压测量耙,对被试发动机进口的总压、静压及动态压力进行测量.在试验过程中,首先进行均匀流场地面试验,获得均匀来流下被试发动机进口总压流场,然后再安装30%、40%及50%的插板进行被试发动机地面逼喘试验,最后安装40%的插板进行被试发动机空中逼喘试验.研究了在航空发动机飞行试验台上采用插板方式进行逼喘试验的方法,包括试验设备、测试方法、试验程序,并对地面和空中试验的结果进行了简要的分析.     

TB200型飞机前起落架安装支架焊接修复

基于对安装支架裂纹失效机理的分析,展开对焊接修复方案及其工艺进行研究。研究内容包括提出焊接修复方案,原件材料性能分析,确定焊接方法、焊接材料以及相关工艺措施,并对原件焊缝和修复焊缝的机械性能进行对比分析。实际使用情况证明,安装支架焊接修复获得了成功．     

系统级振动试验响应控制值的确定

运载火箭研制过程中,在进行系统级振动试验时,个别支架上少数仪器安装处的振动过大,通不过。对于这一问题,我们认为应从两个方面解决:一是从环境的角度,看一看有无潜力可挖;二是支架本身的结构考虑是否需要改进。这里仅就环境条件作一讨论。在进行振动试验时,按目前的正弦扫描试验方法,支架在共振点显然存在严重的过试验。现在的问题是:要在已有的振动试验条件和产品结构的基础上,来改善过试验,而不是全部推翻已有的振动条件和产品结构,重新开始。解决这一问题的思路是:从已有极少试验实测数据作统计分析(目前已具备这一条件),考虑可靠性因素和支架放大系数,对支架上仪器安装部位的共振点响应值进行控制,在目前可能的     

基于工作应力仿真分析的某型航空发动机燃-滑油热交换器安装改进思路

为找到航空发动机燃-滑油热交换器焊缝裂纹产生的主要原因,对燃-滑油热交换器进行了稳态工作应力仿真分析,提出一种新的安装思路,并对在新的安装方式燃-滑油热交换器进行了整体和失效部位的工作应力仿真分析。结果表明,新安装方式可以有效改善发动机工作时热交换器的工作应力分布和降低峰值,为降低热交换器工作应力和预防焊缝裂纹找到了有...     

自动钻铆数控托架系统的研制

为了充分发挥现有的RMS335自动钻铆机的功能,使其能够加工装配所需的飞机零部件,设计并开发研制了与之配套使用的数控托架系统,实现与自动钻铆机的通信。经工厂试验验证,该设备达到设计要求,能够满足企业的生产需求。     

卫星过渡支架附加约束阻尼层减振效果验证

某型号卫星过渡支架、卫星支架及卫星在进行轴向方向振动试验时,在一阶共振频率33.67Hz时,经过卫星过渡支架加速度响应放大4.24倍,从而导致提供给卫星的界面振动条件过高。为了降低星箭界面振动量级,对卫星过渡支架采用增加约束阻尼层的方法进行减振。通过试验的方法对附加约束阻尼层减振效果进行了验证,试验结果表明随着振动量级增加约束阻尼层减振效果越明显,在0.15g输入条件下,星箭界面加速度响应减少15.1%~16.1%。对于过渡支架本身,应变响应减振效果比加速度响应减振效果更加明显。     

火箭支架的有限元分析与优化设计

拓扑优化是一种根据载荷、约束及优化目标寻求结构材料最佳分配的优化方法,既可以用于全新产品的概念设计,也可用于已有产品的设计改进.以某火箭支架为例,进行了有限元仿真分析,并与试验结果进行了对比分析,验证了仿真分析方法的正确性,然后在已有支架的基础上,在设计接口框架下的优化空间内,实施以支架应力水平为约束条件的拓扑优化分析...     

某飞机部件高速风洞测力天平研制

为满足某飞机部件高速测力试验的需要,研制6台部件测力天平来测量飞机不同部件(机翼、平尾、垂尾、短舱、短舱+挂架、翼尖小翼)所受的气动载荷,天平设计载荷极不匹配,且模型空间有严格的限制.设计时,主机测力天平采用后腹支撑,安装在机身构造线的下方,为部件天平的安装提供了可能,同时针对不同的天平采用了不同的结构形式:机翼天平采用正八边形结构,垂尾天平采用三片梁结构,平尾天平、短舱、短舱+挂架采用矩形梁结构,翼尖小翼天平采用"Z"字形结构,既满足了天平的测量需要,又确保了天平在模型中的安装位置和试验的足够间隙.部件天平的成功研制,及时为型号研制提供了可靠的试验数据.     

支架底座局部强度计算方法研究

近年来航天结构强度分析方法逐渐从工程算法发展到有限元计算方法。这两种方法在强度分析中各自有其优缺点。针对航天运载器中普遍存在的支架底部强度计算问题,采用工程算法和有限元方法进行了对比计算,分析了两种算法各自的适用范围。     

仪器舱惯组支架角振动传递特性分析

大型的仪器舱角振动试验对试验能力提出了新要求,仿真计算十分必要。建立了仪器舱和惯组小系统的有限元模型,研究了惯组系统置于仪器舱支架上后角振动传递特性的变化规律,分析了线角交联响应特性。分析表明,放置于支架上的惯组角振动传递特性变得恶劣,而且线振动输入下交联响应较大。研究结论对于仪器舱角振动试验的实施具有很大价值。     

动态失速风洞实验数据处理中的频谱分析与数字滤波

动态失速风洞实验是一种非定常实验，其测量所得数据属于随机数据范畴。由于强迫振动频率范围较大，要从中获得有效的实验结果，除了做固定截止频率的模拟滤波外，还必须对其进行数字滤波处理。数据的频谱分析结果表明只须对天平测量信号做数字滤波处理；滤波原则是仅需滤掉天平、支架、模型系统的固有振动频率分量，同时尽可能多地保留实验强迫振动的各阶谐振信号。     

风洞电机的有关问题及其解决办法

风洞直流电机的换向不良、轴瓦磨损严重、轴承座漏油、维修不便等问题,一直令维修人员烦恼。本文针对这些问題,作了具体的分析,并且提出了切实可行的解决办法。     

机身自动调姿方法及误差分析

提出了机身自动调姿方法.该调姿方法利用研发的调姿控制平台将激光跟踪仪跟踪测量、托架式自动定位器、精确控制系统和调姿集成软件系统有机结合起来,完成位姿信息采集、位姿解算、轨迹规划、运动学逆解、定位器自动定位,实现机身自动精确调姿.调姿过程中,跟踪仪自动跟踪测量位姿基准点,获得机身实时位姿,从而对调姿轨迹进行及时修正.利用微变换齐次变换矩阵,研究了各误差源与机身调姿误差的关系,对多个定位器误差进行了融合,误差分析为保证调姿精度提供了理论依据.初步工程验证表明:该调姿方法能有效降低机身调姿误差,提高总装精度和效率.