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291.
针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器,通过定义广义全局模态振型,提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形,基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程,结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比,分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况,第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz,说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率;理论模型能够比较准确地描述动态响应,端部横向位移的最大误差为2.6%;基于气浮平台构建了试验系统,理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近,说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。 相似文献
292.
293.
某发动机涡轮泵转子高温超速/疲劳试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
涡轮转子是输送液氢/液氧推进剂的关键组件,其运行状态的好坏将直接影响发动机的性能和可靠性。超速/疲劳试验是转子质量控制、极限强度考核的一种试验方法。针对某发动机涡轮转子开展了高温超速/疲劳试验研究,首先研究了试验用转接器的设计方法,然后基于有限元方法建立了某液体火箭发动机涡轮泵转子高温超速试验的有限元模型,研究了温度对涡轮泵转子振型及临界转速等动特性的影响,分析了转子启动升速过程中常温和高温的振动幅值与支撑应力变化规律。在理论研究基础上开展了转子高温超速/疲劳试验研究,分析了高温状态下涡轮泵转子系统启动升速过程振动幅值的变化规律,研究了温度对涡轮泵转子超速动特性的影响规律。 相似文献
294.
对我国航空发动机发展的国内外环境进行必要的分析,并研究采取有效的对策以改变现状,是当务之急和严肃、艰巨的任务 相似文献
295.
航空发动机矢量喷管作动器伺服阀非稳态热分析 总被引:2,自引:1,他引:1
采用集总参数法,对航空发动机矢量喷管作动器伺服阀进行了非稳态热分析,建立了相应的数学模型,研究了环境温度、伺服阀初始温度和伺服阀焦耳热对伺服阀温度随时间的变化规律。结果表明:伺服阀的稳定温度只随环境温度和伺服阀焦耳热的增大而升高,与伺服阀初始温度无关。伺服阀超温时间随着初始温度、环境温度、伺服阀焦耳热的增大而缩短:环境温度为300℃,伺服阀焦耳热为0.08W时,初始温度从50℃到100℃,超温时间缩短20.6%。伺服阀焦耳热为0.08W,初始温度为70℃,环境温度从250℃上升400℃时,超温时间缩短了60.8%。环境温度为300℃,初始温度为122.6℃时,10W的伺服阀焦耳热相比0.08W,超温时间缩短了38.3%。 相似文献
296.
297.
双列调心滚子轴承摩擦力矩的特性 总被引:2,自引:1,他引:1
基于滚动轴承的动力学理论,建立了双列调心滚子轴承动力学微分方程与摩擦力矩数学模型,采用预估-校正GSTIFF(gear stiff)变步长积分算法求解其动力学微分方程,研究了结构参数和工况参数对双列调心滚子轴承摩擦力矩特性的影响。研究结果表明:较小的内滚道密合度与较大的外滚道密合度有利于降低轴承的摩擦力矩;过大、过小的保持架兜孔曲率半径都不利于轴承摩擦力矩的降低,存在一个合理的保持架兜孔曲率半径使轴承摩擦力矩最小;保持架兜孔间隙对轴承的摩擦力矩影响较小,适当增大保持架引导间隙可有效减小轴承的摩擦力矩;适量的增大双列调心滚子轴承径向游隙有利于降低轴承的摩擦力矩。 相似文献
298.
径向冷却通道截面特征长度对气冷稳定器性能影响 总被引:1,自引:1,他引:0
通过研究径向冷却通道截面特征长度的改变对气冷稳定器的冷态流场、冷却性能及流动损失的影响,为其进一步的优化设计提供参考依据。采用经过实验验证的CFD方法,对某气冷稳定器进行了数值模拟研究,在所研究的特征长度范围内,结果表明:特征长度的增加,减少了径向冷却通道下部的进气阻力,使得风兜引气率增加了667%;下部出气孔出流由于受到回流涡的影响,出流量明显低于上部出气孔,特征长度的改变对出流量分布的影响不大;特征长度的增加会加强径向稳定器近环形稳定器处的外壁面冷却效果,但是会减弱径向稳定器近中心锥处的外壁面冷却效果;特征长度的增加,使得出口总压恢复系数下降了0.086%,沿程总压恢复系数曲线向下移动。 相似文献
299.
综述了纳米材料在雷达波吸收领域的应用,对纳米金属与合金吸收剂、纳米陶瓷吸收剂、纳米氧化物吸收剂、纳米导电聚合物、纳米金属与绝缘介质复合吸收剂等几种纳米吸收剂的研究及应用进行了较为详细的描述,比较了各种吸收剂的特点和应用背景,提出了纳米雷达波吸收剂的发展趋势。 相似文献
300.