航空发动机空气涡轮起动机包容结构研究

为了解某航空发动机空气涡轮起动机包容结构对其包容性的影响,采用LS-DYNA软件对空气涡轮起动机的包容性进行数值仿真,并在高速旋转试验台上开展了多次包容性试验。试验中采用涡轮盘预制裂纹的方式,使涡轮均匀破裂成3块,针对不同厚度的包容结构和不同的包容环支承结构分别进行包容试验。试验结果表明:在厚壁包容结构试验中轮盘碎块飞出,包容效果不理想;在薄壁包容结构试验中轮盘碎块击穿内层壳体并撞击包容环,轮盘碎块无飞出,包容效果较为理想;在薄壁包容结构试验中采用螺钉固定支承结构,第1次试验成功包容,第2次试验中涡轮盘被包容但组件倒翻,在第3次试验中采用凸台加固支承结构成功包容,表明选用合适的包容结构及其支承结构对确保其具备有效的包容能力十分重要。研究结果对空气涡轮起动机的包容结构设计有很好的指导意义。     

侏儒导弹的三种候选制导方案

本文简要介绍了侏儒导弹的三种候选制导方案——小型浮球平台系统,星光/惯性平台系统和激光陀螺捷联系统及洲际导弹制导系统和惯性器件的发展走势。     

串联式鼠笼弹性支承高周疲劳性能试验

为评估弹性支承高周疲劳性能,根据某航空发动机串联式鼠笼弹性支承系统结构,设计了一套弹性支座疲劳试验件和试验参数测试方法,对弹性支座的高周疲劳性能进行试验研究。经试验验证,所设计的试验方案可以更好地模拟发动机工作状态下弹性支座的受力状态,试验过程中的载荷调节和控制更直接、便捷,为发动机弹性支承的疲劳寿命设计提供了方法支持。     

涡轴发动机涡轮级间支承结构设计关键技术

高效、稳定的涡轮级间支承结构需要先进的设计技术予以支持。考虑涡轮级间支承结构处于高温、多种载荷的工作环境,以及先进涡轴发动机的设计需求,提出了结构设计的基本原则,如小热应力和热变形低,隔振性能良好,极限状态下的安全性好。在此基础上,对几种典型的涡轴发动机涡轮级间支承结构进行了分析与对比,确定了结构多功能、结构变刚度质量分布、连接稳定性和结构与动力学一体化等设计是先进级间支承结构设计的关键技术与发展方向。     

硬支承动平衡机通用微机化电测系统的研究

论述了一种以IBM-PC为主机的微机化通用硬支承动平衡机电测系统的实现方法。系统采用了先进的硬软件结合技术，寻求达到高精度、多功能、易操作和低成本的总体目标。为了满足不同用户的需求，系统具有多种支承方式、多种显示方式、多种补偿方式、多次启动平均、多面校正计算、多和打印方式以及自动标定和留言服务等功能．     

挠性空间结构的H∞辨识

重点研究挠性空间结构的Ｈ∞辨识，研究表明：依据系统的输入输出空间，对系统的未知动力学参数估计和对高维数截断的适当操作，将导致适合于控制的低维数学模型。模型维数确定时，系统模型与实际系统的距离在Ｈ∞范数的意义下几乎为最小，模型维数足够大时，系统模型与实际系统的距离可任意小，这是文下间提出了挠性空间结构Ｈ∞辨识的基本思想，为此，以带挠性梁的卫星系统为背景，首先分析了系统的动力学特性，引入了挠性系统Ｈ∞     

挠性智能梁的可镇定性

研究采用共位配置的分布式压电敏感器和致动器的挠性悬臂梁的可镇定性问题，给出两种敏感器和致动器分布函数的表达式，并验证它们满足系统可镇定的条件。证明了在其中之一的一种分布函数下，闭环系统是指数稳定的。