旋翼减摆自润滑衬套疲劳试验温度设计与控制

以高分子材料自润滑衬套为研究对象，其摩擦阻尼为旋翼摆振铰提供减摆阻尼，在直升机飞行时，摆振铰作周期摆振运动，产生大量的热，引起衬套温度升高，易造成摆振自润滑衬套阻尼值剧烈变化。通过建立旋翼支臂摆振铰自润滑衬套摩擦生热模型，计算了摆振铰摩擦总热流量，按摩擦副接触面最高温度相等假设计算热流量分配。对传热过程应用有限元稳态热进行求解，获得了直升机旋翼运转时摆振铰摩擦副的温度分布，再进行自润滑衬套疲劳耐久性试验装置水冷散热等同性分析，最终确定了试验装置控制温度参数，为旋翼摆振铰自润滑衬套疲劳耐久性考核试验设计和验证提供参数。     

磁浮飞行风洞试验技术及应用需求分析

随着高速、超高速轨道交通的快速发展,需要发展新型的风洞设备,实现风洞性能和试验能力的突破.磁浮飞行风洞是利用真空管道列车概念结合动模型试验技术提出的一种新概念风洞设备,可以构建出更加接近真实状态的测试环境.本文从磁浮飞行风洞基本概念、国内外研究现状及发展趋势、试验技术、应用需求等几个方面开展论述.首先论述了国内外传统风洞和动模型设备的现状及发展趋势,指出了发展磁浮飞行风洞的必要性;其次,重点对磁浮飞行风洞需要发展的试验技术进行了分析;最后,对磁浮飞行风洞在超高速轨道交通及其他领域的应用需求进行了展望.     

单组元300N发动机低温试验研究

为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性，揭示影响发动机低温性能的主要影响因素，以300N发动机为试验对象，开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法，分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明，低温是影响发动机低温性能的主要影响因素，-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解，发动机发生爆炸；-30℃条件下起活时间为80.5～87.5ms，发动机可正常启动，且启动温度与起活时间呈指数关系；催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响，不同批次催化剂低温起活时间的差异可达91ms；低温试验过程中，电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响，产生了明显的迟滞现象，延迟时间约100ms，对发动机在轨的精准控制存在一定影响。     

适用于多迎角结冰试验的混合翼型设计

为突破结冰风洞对翼型模型尺寸的限制,提出了一种新的混合翼型设计方法,可使用一套混合翼型模拟原始翼型在不同迎角下的结冰试验,弥补了以往混合翼型只能在单个设计迎角下使用的缺陷。方法采用多段翼的形式设计混合翼型,以多目标迎角等结冰试验条件作为设计输入,优化设计主翼外形和襟翼的位置、偏转角度,利用襟翼位置和偏转角度的变化实现混合翼型和原始翼型前缘表面的压力系数在不同迎角下能够保持一致,继而保证前缘结冰外形的一致性。设计的混合翼型较原始翼型弦长减小接近40%,在冰风洞中对混合翼型和原始翼型在目标结冰条件下进行试验,对比结果显示,在选取的多个目标迎角下,混合翼型和原始翼型二维截面的结冰外形基本一致,提出的混合翼型设计方法能够有效的模拟原始翼型在不同迎角下的结冰外形。     

喷嘴特性对双旋流燃烧室出口温度分布影响的实验研究

本文以双旋流全环燃烧室为试验对象，在高温高压试验条件下，通过调整全环燃油喷嘴的流量离散度和径向位置来研究其对出口温度分布的影响。试验结果表明，当喷嘴燃油流量离散度控制在±4%以内时，采用简单的大、小流量喷嘴间隔搭配的方案即可保证出口温度分布的均匀性；当燃油流量离散度放大到4%～8%时，采用本实验研究的搭配方案仍可保证出口温度分布的均匀性；当燃油流量离散度放大到10%时，通过调整喷嘴搭配方案已经无法保证出口温度分布均匀性。燃油喷嘴径向位置较火焰筒头部中心线偏离旋流杯腔道高度的11.5%以内时，不影响出口温度分布的均匀性。     

月面着陆起飞试验技术研究

可靠、安全地实现月面软着陆及月面起飞是完成月面探测任务的基本条件,也是探测器研制的一项关键技术,需要开展地面验证试验。地面环境与月面有较大的差异,探测器在地面的工作特性也与实际过程不尽相同,地面试验的设计及实施有较大的难度。分析了探测器月面着陆起飞的设计要点和地面试验的关键因素,指出了当前试验技术存在的缺陷,在此基础上提出了一种利用探测器自身动力实现月面着陆和起飞的验证方案,通过动力学仿真验证了试验实施的可行性,并对方案的拓展应用价值进行了展望,相关内容可为后续我国月球及其他行星表面探测器的研制提供借鉴。     

带辅助进气的二元超声速进气道低速特性

通过飞行试验，研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明，辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区，引起畸变增加、总压恢复下降，并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大，随马赫数的增加而减小，随飞行高度的变化则无显著差异；同时，侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大，而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外，通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联，确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。     

一种起落架载荷谱相似性判别方法

起落架结构的寿命监控对保障其安全性与经济性具有重要作用，但由于地面谱复杂的高低载荷非线性交互作用，难以准确计算单机谱的损伤。以当量损伤计算方法为基础，通过对寿命监控中的单机谱进行初步筛选，判别单机谱与基准谱的相似程度，进而分析损伤计算方法的适用性。提出了一种基于时间序列分析中的动态时间弯曲方法的起落架载荷谱相似性判别方法，进行了基准谱与4个单机谱下的疲劳实验，通过分析损伤计算误差与起落架载荷谱相似距离的关系，验证所提载荷谱相似性判别方法的合理性。      

大端接圆柱杆的复合圆锥形变幅杆设计及应用

针对目前国产超声变幅杆耐用性较差的问题，设计一种新型复合变幅杆，满足振幅的条件下，使变幅杆具有较小的工作应力。通过波动方程建立新型复合变幅杆参数方程，着重计算了放大倍数、形状因数及应力极大点等参数。首先，采用有限元分析软件对变幅杆进行动力学分析，得到的结果与理论结果进行比较，验证了理论公式的正确性。然后，在此基础上与圆锥形变幅杆、指数形变幅杆及小端接圆柱杆的复合圆锥形变幅杆进行比较，结果表明新型复合变幅杆具有更好的综合性能和更小的最大应力。最后，基于ANSYS Workbench优化设计功能对变幅杆进行优化修整，对优化后的变幅杆进行阻抗分析和振动性能测试，测试结果表明新型复合变幅杆理论性能参数与实验测试结果基本一致，变幅杆的谐振频率为20 013 Hz，当换能器输出振幅峰峰值为13 μm时，变幅杆的输出端振幅峰峰值可达40 μm，变幅杆振幅实际放大倍数为3.08，满足切削实验振幅的要求。