组合弹性支承结构的设计与试验研究

组合弹性支承是鼠笼式弹性支承加弹性环（内部充油）的一种支承结构形式，鼠笼起调整支承刚度和定心弹簧的作用；而滑油在压力的作用下，通过弹性环上的阻尼孔，产生节流损失，以提供支承的阻尼。本项研究从影响支承动力特性的各种因素着手，开展设计及试验验证。试验表明，该弹性支承既能起到良好的调频和减振效果，又能起到良好的定心作用。     

微型旋翼的不可压流动数值模拟

通过求解拟压缩性修正后的Euler方程成功地模拟了悬停时微型直升机旋翼的绕流。由于拟压缩项的加入,使不可压Euler方程组的类型发生了变化,相当于使方程组变成了双曲型,因此,求解可压缩流场的时间推进解法用于本文的不可压缩流场求解。计算中,网格采用O-H拓扑形式的结构网格,空间离散采用中心有限体积法,时间推进为五步Runge-Kutta方法。采用了当地时间步长、压强阻尼及隐式残值平均方法来加速收敛。应用此方法对低速条件下旋翼悬停绕流进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合得较好,经气动分析,证明拟压缩性方法运用于微型直升机旋翼是完全可行的。     

转子特性参数的预估和临界响应的预报

建立了转于系统临界转速和阻尼比的估计方法。利用转子升速至80％～90％的临界转速之前的数据就可估计出转子的临界转速和阻尼比,而无须使转子越过临界转速。由此可避免转子过临界时的剧烈振动。本文还给出了转子在临界转速处的不平衡响应的预报方法。实验结果表明,本文建立的方法是有效的。      

高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统

为得到高速飞行器表面各部分的热应力，应变，结构膨胀量等高温力学性能参数，须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统。针对高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程所具有变化复杂，高度非线性，瞬变，强耦合的特点，将模拟控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统。该系统能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速，准确的动态控制。     

涡轮泵转子的临界转速研究(Ⅰ)均匀支承转子临界转速的传递矩阵法

根据转子振动时的受力和位移状况,分别导出轴、盘和支承的传递矩阵,再根据转子的结构布局导出频率和振幅等的计算方程,可求得转子的各阶临界转速及振幅。传递矩阵法对转子的不同布局方案运用十分方便灵活。还给出了减振阻尼、支承弹性的组合刚度计算方法。计算表明,支承的弹性、阻尼和质量对转子的振动特性（临界转速和振幅）有重大影响,转子与支承的匹配对转子的振动特性能起调节控制作用。     

歼击机高度分层试飞验证

针对采用气动补偿空速系统以改善测高系统精度的现代飞机 ,简要介绍了高度分层的要求 ;阐述了引起飞机空速系统位置误差的主要误差源并进行了分析 ;给出了通过 GPS速度法对歼击机高度分层试飞验证结果 ,并对试飞结果进行了分析和讨论 ;结果表明 ,所得到的试飞数据可为飞机气动补偿空速系统设计和高度分层试飞方法研究提供重要依据。     

壁面冷却和抽吸对超声速高超声速 三维边界层稳定性的影响＊

本文采用四阶精度紧密格式研究了壁面冷却和抽吸对超声速高超声速旋转圆锥三维边界层横流不稳定性的影响,最大Ｍ＝７．５。数值结果证明：壁面冷却和抽吸对第一模式有稳定作用,但这一作用比二维边界层显著减弱,抽吸使第二模式增长率减小,冷却使第二模式增长率增大,不稳定频率升高;直到Ｍ＝７．５可以用壁面抽吸使得因为壁面冷却而变得更不稳定的第二模式重新趋于稳定,但Ｍ数越高所需的抽吸量越大。     

对直升机增速齿轮传动中大齿轮齿根弯曲疲劳应力计算的研究

作者系统地研究了影响直升机增速齿轮传动中大齿轮齿根弯曲疲劳应力的诸因素,并推导出包括齿间滑动摩擦力在内的实际外载荷作用下大齿轮齿根弯曲疲劳应力计算公式。研究表明,齿间摩擦力对大齿根弯曲疲劳强度的影响不可忽视。     

喷气式旅客机起飞性能计算通用程序设计

介绍了用 Ｆ Ｏ Ｒ Ｔ Ｒ Ａ Ｎ 语言编写的喷气式旅客机起飞性能计算的通用程序,并以 Ｂ７６７２００（ Ｊ Ｔ９ Ｄ７ Ｒ４ Ｅ）为例,成功地计算了该机型的起飞性能;同时,通过计算关键参数变化的影响,论证了遵守标准飞行程序的重要性,为确定允许的操纵误差和操纵品质评估提供了分析的依据。     

高焓膨胀波管的气动实验

该研究简报介绍了用膨胀波管产生高超声速气流的实验结果。用压力传感器测量了激波管内的激波速度，用激光全息摄影拍摄了飞船返回舱模型吹风时的激波形状，证实了在膨胀波管中建立了可用的流动条件。