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安锦文安鲁陵安伟光昂海松包建文毕树生卜祥元蔡力勋蔡伟蔡元虎曹喜滨曹永革曹玉璋曹增强常海萍常青常士基常士楠车仁生陈大融陈国定陈国锋陈国平陈皓生陈红全陈家斌陈建军陈孟成陈铭陈仁良陈万春陈伟芳陈文元陈五一陈新海陈贻迎陈跃良陈曾平陈增强陈志辉陈宗基陈作斌程小全楚武利崔涛崔尔杰崔刚崔枯涛崔平远崔中兴戴冠中邓宏武邓学荃邓正隆邓智泉董建新董申杜善义段哲民樊慧庆樊尚春樊思齐樊养余范洪达范洁川范玉青范跃祖方群方振平方宗德房建成费锦东费玉华冯国泰付梦印付永领傅玉灿刚铁高德平高德远高浩高金源高梅国高晓光高玉魁高正高正…     

氦光干涉仪

一、概况用国产的激光干涉仪、平面测厚仪等可以满足精密零件平面不平度的测量要求。但由于仪器精密,结构复杂,调整困难,维护要求高,故只适用于计量单位作单件检测。目前在批生产中虽也应用光波干涉法来检测平而不平度,用平晶及普通光源照射,但其测量结果是不可靠的。存在两个问题:1.有时不显示干涉带纹,常需将平晶和零件推紧贴合,结果把两者     

国产民用运输类飞机障碍物限重计算模型优化研究

航空公司使用多年的某国产民用飞机性能软件,在障碍物限重计算准确性方面虽能获得较满意的结果,但计算时间较长。分析该软件所用计算模型计算效率较低的原因,通过对比采用最小改平高和采用最大改平高两种模型的计算结果和计算效率,建立优化模型,计算不同障碍物、不同风速条件下,优化模型与原模型的障碍物限重、改平高度和计算时间,并进行比较分析。结果表明：两种模型的障碍物限重和改平高度计算结果基本相同;无障碍物时,不论有风无风,采用最小改平高的优化模型相对采用最大改平高的原模型均可减少计算时间25%;有障碍物时,无风情况下,采用最小改平高的优化模型可减少计算时间78% 以上,有风时,则可减少计算时间75% 以上。采用最小改平高的模型可以兼顾准确性和高效性。     

点焊钛合金蜂窝芯平压性能模拟研究

在对蜂窝芯力学性能的模拟研究中,常采用将双层壁之间的连接简化为双层壁厚的建模方法,但其不适用于点焊连接的钛合金蜂窝芯.本文提出利用LS-DYNA-EDWELD命令建立点焊连接蜂窝芯有限元模型的方法,对钛合金蜂窝芯进行平压模拟研究.同时,进行了钛合金蜂窝芯的平压力学性能试验,并将平压极限载荷值R.与模拟值进行了对比,结果显示点焊连接蜂窝芯有限元模型的平压模拟误差为6.5％,证明了此模型的准确性.最后,应用此模型得到了平压过程中焊点正拉和剪切力随位移的变化关系,研究了焊点正拉和剪切失效强度对蜂窝芯平压力学性能的影响,结果显示焊点正拉失效强度对蜂窝芯平压极限载荷的影响较大.     

矢量喷管六分量测力试验台的研制

为用于矢量喷管试验而研制的新型六分量天平试验台选择台式天平作为测力平设计方案，对称全弹性波纹管作为连接试验台和固定管道的引气管道，采用地轴单元校和地轴多元获取天平工作公式，并采用试验修正消除波纹管的影响，根据天平静校和标准收敛喷管的动校检验，该天平性能达到了设计要求，说明天平的研制是成功的。     

丝网多孔发散冷却面板烧结新工艺探索

丝网多孔发散冷却面板是液氢液氧发动机燃烧室的关键部件，是用多层金属丝网通过轧制和烧结复合而成的。制备面板通常采用的真空平压烧结工艺，烧结温度高，保温时间长，造成面板表面与陶瓷涂层隔板的粘结，严重影响了表面质量。本文探讨了真空吊挂烧结、真空表面活化烧结和热压烧结三种新工艺，表明三种工艺都可得到质量好的烧结表面，结强度 明显提高。真空吊挂烧结工艺更具有实际的应用意义。     

主要论文目录

[1]　温卫东、高德平、陈振富 ,“二维边界元法中的体积力问题”,南京航空学院科技报告 ,1987年 9月。[2 ]　温卫东、高德平、陈振富 ,“采用解析积分的常单元边界元法”,中国航空学会第四届发动机结构强度振动学术会议论文集 ,1987年 11月。[3]　温卫东、高德平 ,“二维弹性接触问题中的边界元法”,南京航空学院科技报告 ,1988年 3月。[4 ]　刘长泓、何君毅 ,“关于结构分析系统 APOL ANS程序”,中国航空学会 CAD/ CAM软件技术与应用学术会议论文集 ,1988年 10月。[5]　王旅生等 ,“轮盘偏心孔低循环疲劳预测法”,航空动力学报 ,Vol.…     

基于ASP理念的贵重设备资源远程服务

论述了基于ASP理念的远程贵重资源服务平台的体系结构及其相关关键使能技术。在该平台中,将资源、电子商务、相关电子政务、物流集成起来基于电子商务的管理模式对远程贵重资源服务进行全生命周期的管理及控制,直至服务项目完成。     

一种面向硬件在环的控制系统协同设计综合平台FWORKS

为实现航空发动机控制系统在数字仿真阶段的多用户、多学科协同功能，提高设计研发效率，搭建了全数字综合仿真平 台 — —FWORKS。针对常规数字仿真软件难以实现多用户间并行开发的缺点，采用分布式设计架构，通过以太网络将多个服务端 软件和人机交互软件相互联系，实现并行开发人数不少于30人的功能。该平台集成了EmbeddedCoder、SVN等工具，具备多学科 协同仿真、模型和算法的存储调用等功能。通过集成硬件在环平台所需第三方软件及编译环境等，FWORKS实现了与硬件在环平 台的无缝对接。结果表明：FWORKS仿真结果与传统全数字仿真的误差小于0.4%，与硬件在环平台的误差小于1%，表明该平台 仿真具有较高的准确性以及功能的有效性，为控制系统设计人员提供了开放的综合仿真平台。     

航空发动机成附件供应商技术审查体系建设方法研究

航空发动机成附件供应商的技术审查是针对航空发动机成附件研发过程实施监督的一种重要活动,其目的是控制产品全寿命周期的研制进展,加速技术成熟,降低决策风险。本文首先介绍了国内外供应商技术审查体系的建设情况,针对国内发动机成附件技术审查体系建设存在的问题,从成附件研制程序研究、技术审查点和决策点设置、技术审查要素等方面提出了发动机成附件技术审查体系建设的重点和工作内容,为加强成附件研制过程中的技术审查提供指导。     

高推重比发动机全权限数字电子控制系统研究和半物理仿真试验验证

以第4代战斗机的动力装置--高推重比发动机为控制对象,攻克了多项全权限数控系统的术,完成了高推重比发动机数控系统总体方案设计和多变量控制技术的工程化研究,适合多变量控制、轻质量、小体积的电子控制器和轻质量、小体积的机械液压装置的研制,以及高推重比发动机全权限数控系统的半物理仿真试验.     

高低压转子弹性支承振动应力信号的LMD切片谱分析与时频分布

针对传统的频谱分析方法不能很好地辨识航空发动机转子振动特征频率的问题,采用局部均值分解（Local Mean Decompo? sition, LMD）,结合切片谱的频谱分析方法,对航空发动机转子振动信号进行自适应模态分解与峰值频率辨识;对转子振动信号进行时 频分析,得到其时频分布。将该方法应用于某航空发动机高、低压转子的弹性支承振动应力信号分析中。结果表明：相比于发动机振 动正常状态,在发动机振动异常状态下,高、低压转子弹性支承振动应力信号的LMD切片谱中除了存在高、低压转子的基频和倍频成 分,还存在高、低压转子间的调制频率,且在异常状态下F分量的时变特征更加明显。采用LMD切片谱分析方法获取了发动机振动正 常状态和异常状态下的振动频谱特征和时频分布,可为航空发动机转子振动特征提取与状态判别提供参考。     

高超声速喷管非平衡尺度效应的数值分析

采用轴对称热化学非平衡全N—S方程，数值分析了高超声速喷管流场中非平衡引起的尺度效应。并给出计算条件下喷管轴线上的物理量和化学组元分布。计算结果表明，在喉部下游不远处流动趋近于化学冻结和热力冻结状态。流场(特别是核心无粘流区)的特性不仅取决于流动尺度的相对值，也取决于其绝对值。     

仪表平板的精密冲裁

QKS-3仪表的上平板(图1),材料为HPb59-1,厚度2毫米,尺寸精度要求高。按原工艺,前后要经过冲外形、冲孔、热校平、手工校平、钻孔、镗孔、精修孔等工序,劳动量大,生产效率低。尤其是零件的不平度,一般在0.3～0.4毫米之间,达不到技术要求,即使经多次手工校平和热校平,仍消除不了冲压引起的塌边和翘曲。钻孔时孔距尺寸又很不稳定,给后面的校孔工序带来很大困难。零件经常大批报废。从一九七七年开始,我们结合本厂一台160     

篦齿封严流动及其对压气机静子性能的影响

为研究工程上广泛采用的3平齿型篦齿封严泄漏流动,以1台多级压气机第3级静子为例,利用数值模拟技术进行了计算分析.结果表明：篦齿封严间隙与泄漏流量成线性正比关系,但对静子流通能力和总压损失等的影响不是线性的;篦齿封严泄漏导致静子端壁区流动产生角区分离,并催生强的二次流动,是静子封严泄漏能够影响主流大范围流动的内在机制.为此提出将篦齿封严间隙控制在1％叶高左右的建议,以将篦齿封严泄漏对压气机静子的影响控制在可接受的范围之内.     

MK_9S_2D压汽机的修理

压气机为双凸轮转子式,由发动机附件齿轮箱带动,从动转子与主动转子以2800r/min转速作反向同步转动,两转子与机匣之间的容积随之变化,从而不断地将空气吸入,然后压缩,供机舱空调之用。 该压气机是一个高速旋转的机件,过去由于修理工艺上存在一些问题,压气机常在空中或在地面被打坏。经过仔细研究分析发现打碎是由于在修理过程中没有对转子进行动平     

总能量守恒格式的构造及检验

由于大气海洋方程大都带有拟线性形式的对（平）流项，本文依据一个有关格式构造的定是，提出一个构造总能量守恒格式的新方法，不仅使以往构造的许多平方守恒格式成其为特例，而且为大气海洋数值模拟提供了灵活地选择计算格式的机会。文中给出的算例表明所构造格式的守恒性很好。     

跨声速机翼非定常气动力的全位势粘位迭代计算

采用Ｃ－Ｈ型网格,守恒型非定常全位势方程的时间精确近似因式分解差分地计算二维,三维的跨声速非定常位势流,用准定常,准二维方法计算边界层位移厚度,通过粘位迭代得到的跨声速翼型,机翼的非定常气动力,所得结果与实验数据吻合很好。