柔性转子动力学特性及支承结构安全性设计

叶片飞失极限状态下,航空发动机转子系统承受冲击载荷和大不平衡载荷,载荷通过转子结构传递到支承结构,对支承结构造成严重损伤。从安全性的角度看,需要对航空发动机轴承-支承结构在极限载荷下的承载能力进行有效的定量评估。提出一种新型缓冲阻尼支承结构,通过对支点刚度突降和高阻尼设计,实现在止推轴承支点处大幅降低横向冲击载荷的影响。建立考虑支承结构刚度突变和阻尼特性的转子系统动力学方程,并计算突加不平衡激励下,转子系统支点动载荷分布的变化规律。结果表明:通过优化设计支点刚度和阻尼参数,缓冲阻尼支承结构,能够有效降低突加不平衡激励下止推滚珠轴承的支点动载荷,提高支承结构的安全性。     

介绍一种面向民用产品的单片机

单片计算机以其功能强、体积小、价格低、可靠性高等优点，在工业控制界倍有青睐。近十年来，以美Ｉｎｔｅｒｌ公司ＭＣＳ－５１系列为代表的８位单片机作为嵌入式控制器在我国已广泛应用于工业控制，仪器仪表和通讯设备等机电一体化产品，显示出强大的生命力。     

《推进技术》1992年度总目次

第1 期发动机 S弯进气道旋流研究……………………………………………··。…杨国才 郑 遂(1) 气动格栅改善进气道流场的实验研究………,…………··梁 思 张传民 张 龙(8) 亚音速飞行器进气道内通道设计及性能计算………………………梁德旺 陈 晓(1) 燃烧室流场数值计算方法的改进………………··,……··,··,··,··,…常弘哲 胡鹤松(19) 冲压发动机突扩燃烧室燃烧效率的计算方法……_…。,…………·,、…………·王绍卿(26) 固体火箭发动机圆柱壳体的可靠性设计………·、·、·。·、。………··。……………··黄世荣(32) …     

一种半导体致冷／热模糊逻辑温度控制系统

介绍一种用ＭＣＳ－５１系列单片机汇编语言软件编程方法，实现用温度模糊逻辑控制算法构成的微波移相器和微波衰减器恒温控制器。在环境温度为－１０～４０℃范围内，温度设定值在１５℃时，该控制器控温精度达到±０．５℃。     

旋流-突扩燃烧室冷态流场研究

本文对带有收扩段的轴对称旋流-突扩燃烧室模型的冷态流场进行了试验和数值计算.当旋流角为45°时,涡破碎是一个较弱的转变过程,流场受尾喷口收缩的影响较小.所以,带有收扩段和45°旋流角的旋流燃烧室比起其他结构形式的同轴旋流-突扩燃烧室具有类似超临界流动的特点.试验表明:当旋流角大于45°时,中心回流区反而减小.因此,对于旋流燃烧室来说,旋流强度增大,中心回流区并不一定增大.本文采用扩编的TEACH程序和SIMPLE方法对旋流流场进行了数值模拟计算.数值计算结果比较接近试验结果.     

反射激波作用下两种重气柱界面不稳定性实验研究

在水平方形激波管中对两种无膜重气柱界面（分别是SF6和氩气）在反射激波作用下的不稳定性发展进行了实验研究。气柱界面采用射流技术形成,实验采用连续激光片光源照射流场,乙二醇作为示踪粒子,并用高速摄像机对流场进行拍摄,获得了入射激波以及反射激波共同作用下,两种不同气柱界面的演化过程。实验结果表明,两种气柱的Atwood数不同,界面演化速率不同,反射激波到达前后的界面形态不同。SF6气柱在入射激波作用下会产生两个比较明显的反向的涡环结构,而氩气柱界面上由于产生的涡量较少,涡环结构并不明显。在反射激波作用下,SF6气柱界面会出现明显的次级涡对,而且次级涡对的旋转方向与初始涡环结构的旋转方向相反。对于氩气柱而言,在反射激波作用下虽然也产生了与初始涡环方向相反的次级涡对,但次级涡对始终未充分发展。这是因为反射激波作用时氩气柱界面的Atwood数较小导致氩气柱界面上产生的反向涡量较少。实验结果充分表明了气体Atwood数对界面不稳定性的发展起到了较大的影响。     

基于无裂纹直耳片接头接触问题的非线性分析

考虑耳片与螺栓之间配合间隙,采用Patran有限元分析软件,模拟飞机结构中典型直耳片接头的结构特征及载荷特征,对无裂纹直耳片接头进行了非线性接触分析。通过分析,计算了三种不同大小耳片孔边应力集中系数,并与理论经验公式计算得到的耳片孔边应力集中系数相比较,其结果表明,有限元计算方法合理,可为有初始裂纹耳片接头接触分析提供参考。同时,在此基础上讨论了耳片不同几何参数对其应力分布影响,也可为接头耳片的优化设计提供一定的指导。     

机身刚度对双体飞机颤振的影响规律分析

针对某双体飞机颤振特性复杂的问题,本文采用片条理论修正后的偶极子网格方法,建立了双体飞机非定常气动力模型,同时基于地面振动试验建立了不同机身刚度双体飞机等效梁模型。通过有限元方法,分析了机身刚度对双体飞机结构动力学的影响,同时通过求解耦合得到的频域方程,探究了机身刚度对双体飞机颤振的影响规律。研究结果表明,机身截面垂向刚度对机身一阶垂直对称弯曲模态、机身一阶垂直反对称弯曲模态与平尾滚转模态频率影响较大。机身截面垂向刚度降低到原设计刚度67%时,机身反对称弯曲模态对平尾扭转效应增强,机身一阶垂直反对称弯曲模态、平尾滚转模态与平尾一阶垂直反对称弯曲模态耦合,双体飞机在269.34 m/s时发生颤振,颤振频率为37.2 Hz。     

感应式脉冲等离子体推力器技术综述

摘要： 综合文献及作者研究实践,介绍了感应式脉冲等离子体推力器的原理和特点.从国外研究机构与项目、推力器组件和系统集成实验、工作机理数值仿真等方面,总结和评述了达到的技术状态与认识.最后梳理了面临的技术挑战,提出了可能的解决途径.