爆震管同一截面处压力测量试验

为得到爆震管内同一截面上压力波的分布特性,在60mm×60mm×2000mm方爆震管内,用乙炔(C₂H₂)和空气混合物进行了单爆震研究.在距离封闭端1400,1600mm两个截面的不同位置处分别安装4个高频响压力传感器测得压力值.实验在光滑爆震管和安装扰流器的爆震管内分别进行,结果表明:①同一截面的压力波大小并不一样,安装扰流器的爆震管内得到充分发展的爆震波,且爆震波不是一个平面波;②壁面处压力波的压力大于爆震管道中间压力.      

预浸机织织物的本构关系

 预浸机织织物是一种未固化的织物复合材料,其性质既不同于纯织物材料也不同于固化后的织物复合材料,具有独特的力学性质。根据连续介质力学的理论,结合预浸织物的非线性的黏弹性特性,从代数不变量出发,推导了预浸织物的本构方程。同时对描述预浸织物性能的像框剪切试验的步骤及方法做了阐述。通过像框剪切试验的结果与本构方程的对比,验证了本构方程的正确性,该方程较好地描述了预浸积物的性质。本构方程的导出为研究空间充气结构的静态、动态及热分析奠定了一定的理论基础。     

Optimum design and experiment of composite leaf spring landing gear for electric aircraft

The composite leaf spring landing gear of an electric aircraft is optimized. With the strength and workability as constraints and the minimum structural weight as an objective, the two-stage optimization of the leaf spring landing gear with glass fiber unidirectional prepreg is carried out using a genetic algorithm, namely, the optimization of continuous thickness of layup, and the optimization of the layup sequence and discrete thickness. In the optimization process, the ground loads are calculated according to the structural stiffness of each chromosome, thus the stiffness constraints are relaxed, and the optimization results are compared with those using stiffness constraints. The static experiment verification reveals that the numerical simulation and experimental results are consistent, that is, the optimized leaf spring meets the strength requirements. The results show that the leaf spring landing gear based on two-stage optimization method achieves the objective of weight reduction.     

直升机主减速器传动效率试验方法

基于传动效率直接、间接测试法测试原理,开展了某型直升机主减速器传动效率试验研究,对比分析了不同工况下传动效率变化规律。试验结果表明:主减速器传动效率与输入扭矩、滑油温度成正相关,与输入转速成负相关,在小扭矩状态下变化明显,且其随转速的变化率明显小于随扭矩的变化率;同时各工况下传动效率的间接测试结果均大于直接测试结果,随着输入扭矩的增加,间接测试与直接测试传动效率相对差值逐渐减小,而两者之差随转速变化不明显。误差分析结果表明:各工况下,采用间接测试法的测试极限误差均小于直接测试法,直接、间接测试法最大测试误差分别为1.28%、0.72%。     

旋转式唇形密封圈开启特性研究

为研究对唇形密封圈可重复使用至关重要的开启性能,建立了唇形密封圈临界开启判据和仿真计算模型,求解了临界开启转速.研究了弹簧紧箍力、唇口过盈量以及泵入口压力对临界开启转速的影响规律,进行了唇形密封圈水运转试验.结果表明:随着弹簧紧箍力的增加,临界开启转速呈线性增加,推荐弹簧紧箍力取值范围为0.1～0.3 N/mm;当唇口过盈量从0.1 mm增加到0.8 mm时,临界开启转速增加量仅为1％,推荐唇口过盈量取值范围为0.3～0.6 mm;泵入口压力对临界开启转速影响较大,当泵入口压力较高时,可以通过减小弹簧紧箍力来降低临界开启转速;泵入口压力从0.4～0.75 MPa变化时,临界开启转速的理论研究结果与试验研究结果偏差范围为2％～7.2％,表明关于唇形密封圈开启转速的数值计算是正确的.     

单个柔性旗帜在均匀流中摆动的测力实验

利用自行研制的测力天平在低速风洞中对单个柔性旗帜失稳摆动的受力特性进行了测量,同时还测量了旗帜的振幅、频率等参数。实验结果表明：在实验条件下,宽长比H^＊接近1时,旗帜摆动的扭曲变形可以忽略;影响实验的无量纲参数主要是宽长比H^＊,质量比M^＊和无量纲速度V^＊;保持质量比M^＊不变、改变宽长比H。时,阻力系数C^＊、无量纲振幅A^＊和Sf数都随无量纲速度V^＊线性增大;保持H^＊不变、改变M^＊时,C^＊、A^＊和ST都随V^＊先增大后趋于定值。实验证明,在实验参数范围内旗帜受到的阻力与摆动振幅成正比。估算结果表明忽略惯性力对阻力的贡献对结果影响不大。     

直升机气动干扰实验研究

本文介绍了一个模型直升机气动干扰实验研究的概况,给出了有和没有旋翼时平尾法向力时均值的比较。旋翼拉力系数对平尾法向力时均值的影响,平尾法向力的时间历程等。通过平尾法向力计算结果与实验结果的比较,说明在低风速时的平尾法向力计算中考虑旋翼下洗对动压的影响是重要的。     

飞机抛物线飞行试验中的液体行为仿真

微重力环境下液体的流动特性和晃动行为是航天工程上颇为关心的问题,也是进行推进剂管理的基础。飞机抛物线飞行是创建微重力环境地面实验方法之一,可实现对一定时间内液体行为的观测,但其成本较高且试验时长受限。基于失重飞机的一般运动规律,对单次及多次抛物线飞行的任务剖面进行了设计,并以单次抛物线飞行为例、利用CFD软件对液体行为进行了数值仿真,分析了失重飞行段初始条件对微重力液体响应的影响。仿真结果可为失重飞机飞行任务剖面的设计和优化提供参考。     

低温推进剂输送管绝热试验研究

用量热法分别测试了低温推进剂输送管聚氨酯发泡塑料绝热层和CC2冷凝真空绝热层的热导率。结果表明：聚氨酯发泡塑料具有一定的绝热效果，C02冷凝真空绝热层的绝热效果更好，但CO2冷凝真空绝热的工艺实施较难。工程上低温推进剂输送管可采用聚氨酯发泡塑料进行绝热。     

双级气流场压力解耦控制研究

针对温度、压力、湿度多参数复合计量检定装置中双温双压法湿度发生的上级饱和气体压力和下级实验舱气体压力控制具有强耦合关系,提出了一种基于对角矩阵的双极气流场解耦方法。该方法利用理想气体状态方程和调节阀流量特性建立双输入双输出气流场控制模型,运用对角矩阵法将原系统变为两个独立的单输入单输出控制系统,消除两者之间的耦合关系。实验结果表明:该方法取得了很好的效果,饱和器和实验舱的压力控制稳态精度都得到大幅度提高。