谈谈干涉配合密封

简述了由于干涉配合能有效地提高结构的疲劳寿命,而利用其做密封件进行密封的发展情况。介绍了干涉配合密封方法的优、缺点,干涉量的确定,国内外常采用的干涉量以及目前干涉配合密封常用的几种紧固件。     

冲孔模的凹模设计

从实例出发，详细论述了如何由已知零件，设计出冲孔模凹模的过程。     

飞机制造互换协调综合技术工作法

通过分析论证指出，由５种基本的互换协调方法的相互渗透、交叉融合演变成动态的综合技术工作法，是飞机制造互换协调技术发展的必然趋势，并展望了该工作法的发展前景。     

彩色计算干涉技术及应用

在对高速气流进行干涉法测量时 ,由于激波的作用或者光的散射、斑点等现象 ,干涉图的干涉条纹可能会出现不连续。笔者通过仿真M Z干涉仪或全息干涉仪光学模型 ,并且采用对多块不规则网格的计算流体力学结果进行重构的直接体视化图形算法 ,得到了高分辨率的彩色数值干涉图 ,克服了干涉条纹的不连续性并给出了一个弹道靶中超高声速钝锥流场的例子     

激波过弯道绕流流场(英文)

为了研究微波过弯道的传播，气动中心设计了微波过弯道的实验装置，它很容易拆卸并组成带10°发散的弯道、短形弯道和带各种角度的二元喷嘴。实验所得到的若干照片，对于研究激波反射、绕射与边界的相互作用和对数值模拟的验证是很有用的。     

基于叶尖间隙测量的航空发动机转子振动预测

基于叶尖间隙测量,进行了航空发动机转子振动位移和轴心轨迹的预测方法研究,建立于叶尖间隙变化动态模型,对叶尖间隙变化进行了数值计算以及有限元仿真,并针对带机匣的转子试验器进行了试验研究。采用电涡流传感器对相互垂直的两个测点进行叶尖间隙测试;通过Hilbert-Huang变换对信号进行处理,提取其低频分量;再利用互相关分析方法提取出转频信号,并由转频分量绘制了轴心轨迹;与直接测得同截面转轴上的轴心轨迹相比,两者的吻合度达到90%以上,试验结果充分表明了研究方法的正确有效性,为通过叶尖间隙测试间接获取转子振动位移提供了有效的技术途径。      

航空发动机双层结构金属机匣的弹道试验

为研究航空发动机双层结构金属机匣在受叶片冲击时的包容性问题,利用滑膛炮试验系统对双层钛合金带不同间隙叠层靶板进行打靶弹道试验。通过28次有效的弹道试验发现:对比内层（迎弹面）、外层靶板厚度相同带间隙组合的试验结果,间隙越大靶板抗侵彻能力越差;对比不带间隙组合试验结果,内层较薄组合的抗侵彻能力强于内、外层厚度相同组合。采用商业有限元软件ANSYS/LS-DYNA对打靶试验进行了数值仿真,有限元仿真与试验结果吻合较好,并发现内层较薄组合的抗侵彻能力强于内层较厚组合,且两者均强于内、外层厚度相同组合;各个组合在没有间隙的情况下,弹道极限随叶片攻角增加而增加,但是速度曲线突增的攻角有所不同。无量纲靶厚决定了叶片冲击双层靶板的破坏模式。      

叶顶不同位置喷气对涡轮间隙泄漏流动的影响

为研究叶顶喷气位置对涡轮间隙泄漏流动的影响,在低速条件下用五孔探针对不同叶顶喷气位置和间隙大小的涡轮叶栅出口进行了详细的测量,并通过数值计算对叶顶间隙三维流场进行了对比,分析叶顶不同位置喷气对三维流场和损失的影响。结果表明:叶顶喷气对泄漏流动的影响随间隙尺寸增大逐渐减弱,小间隙时喷气明显抑制了泄漏流动动能,在降低因泄漏涡所引起损失的同时增加了因通道涡产生的损失,靠近吸力边喷气方案使得泄漏涡损失峰值下降达48.6%,而通道涡损失峰值增加10.4%;大间隙时泄漏流动动能较大,喷气对泄漏流动的影响较小;通过减小泄漏流动动能以削弱泄漏涡与通道涡的相互作用,控制较大三维流动分离的发生,可有效改善流道内间隙侧的流动。     

电动舵系统颤振影响因素分析

针对电动舵系统颤振问题,将舵系统简化为双惯量模型,并在该模型的基础上分析了舵系统颤振的原因.通过对舵系统传递函数以及单自由度碰撞振动系统力学模型的分析,得出传动机构刚度、间隙等非线性因素以及负载惯量对舵系统稳定性的影响,并分析了各因素造成舵系统颤振的原因.通过数学仿真,验证了所得结论的正确性,并针对颤振抑制提出了相应的改进措施.     

对无线电引信起爆自动延迟调整方案的分析

介绍国外某中低空防空导弹无线电引信自动延迟调整技术方案，阐述方案特点，通过分析建立了自动调整数学模型。