液体火箭发动机音叉式涡轮叶盘振动特性研究 (液体火箭推进专刊)

某液体火箭发动机采用整体叶盘音叉式涡轮转子，该转子盘-轴根部圆角试车考核中曾多次出现裂纹故障。为推断裂纹产生原因，通过数值计算及模态实验获取了该转子受力状态、振型、阻尼比等结构振动特性。结合振动信号分析，将裂纹故障原因聚焦到叶盘的二节径型振动。通过高频速变压力测量，得到涡轮流场内压力脉动数据，间接获取了该转子工作状态下的振动特性。试验表明被测涡轮转子流场通道内，分频幅值最大压力脉动对应涡轮转子2节径前行波振动，幅值约为11KPa。分析确定涡轮叶盘二节径振动是故障产生的主要原因。     

推力作用下变质量柔性自旋飞行器稳定性分析

针对变质量柔性自旋飞行器推力作用下稳定性问题，以Timoshenko梁为模型，考虑陀螺效应和剪切效应，基于有限元法建立系统振动方程，分析质量变化、推力作用和自旋转速对系统振动的影响，采用自适应Newmark法求解系统的振动响应。结果表明：质量和推力能够改变固有频率、进动频率和临界转速；受质量变化影响，自旋转速与临界转速相等时，飞行器发生短暂共振，共振响应峰值最大时刻与此重合时刻相比稍有延迟。     

基于正交分解法的非平稳随机振动响应计算

为高效地获得非平稳随机振动响应的高精度结果,对过滤白噪声非平稳激励信号用精确积分法获得了 K L 分解的精确向量,并对其进行了分析。单自由度和多自由度仿真结果表明, 用较少量的K\|L向量即可满足精度的要求,尤其对峰值的把握较准确。在二自由度的非线性杜芬剪切系统中利用基于能量的等价线性化方法与正交展开方法进行迭代计算并与蒙特卡洛方法进行比较,仿真结果验证了方法的精确性。     

高空活塞发动机2级涡轮增压系统匹配分析

为满足无人机高性能动力要求,改进了某型涡轮增压活塞式发动机2级涡轮增压系统。根据发动机工作过程模拟计算原理,利用CFD软件建立了该型发动机1级涡轮增压模型,并验证了该模型的准确性;确定了2级涡轮增压参数及高、低压气机的压比分配,讨论了2级增压器和中冷器的布置方案,分析了2级涡轮增压的高空特性,为2级涡轮增压系统选配了合适的增压器。     

新型力限三向FMD的设计

文章在单向力限研究和整星力限三向通用FMD（Force Measurement Device）设计的基础上,优化设计了新型力限三向专用FMD。利用有限元和振动试验对新设计的三向FMD进行了分析和调试,并利用该装置开展了某型号卫星承力筒的水平向力限控制试验。试验结果表明:新型力限三向FMD的刚度、强度以及测力范围和精度均满足卫星承力筒及类似结构的振动试验要求。     

“天宫一号”目标飞行器力学试验新技术应用

“天宫一号”目标飞行器在研制阶段进行的力学环境试验包括模态试验、振动试验、噪声试验。文章总结了各项力学试验的技术难点及新技术的应用情况,可供其他航天器力学试验参考。     

温变环境中测试信号传输的仿真及试验

信号传输理论应用于电路网络中,由基尔霍夫定律推导了离散的温度-时间信号传输模型.给出了一种基于电压和电流的迭代算法,分别实现了导线升温、降温过程的信号传输仿真分析.研究表明:测试信号幅值随温度升高而逐渐衰减,在300℃时,幅值衰减了10%左右,而在升、降温并存环境中幅值衰减更加明显.在此基础上,设计了温变环境下的振动测试试验,所得结果与仿真分析结果一致.该研究为提高振动测试信号的精度提供了一种新方法.      

基于FE-SEA方法的卫星部组件随机振动条件研究

卫星部组件的随机振动试验条件确定是较为困难的,通常依据以往试验结果和经验给出。文章尝试应用混合有限元-统计能量分析方法（FE-SEA方法）预示卫星部组件的随机振动环境,以此确定星上部组件的随机振动试验条件。文章首先介绍了该方法的基本理论;随后,用该方法对卫星部组件在星箭界面基础激励和外场声激励联合作用下的加速度响应进行了分析;最后,在综合考虑预示结果和工艺检验要求的基础上,探讨了部组件随机振动条件的确定方法。研究结果表明:FE-SEA方法建模简便,适用于组合载荷作用下的宽频随机振动响应预示,并且,可以较为方便地确定部组件随机振动条件。     

多维随机振动试验中的互谱控制技术

文章研究了多维随机振动试验控制中的互谱控制技术,给出控制策略及互谱控制算法,阐述了相关技术。介绍开发出的原理样机构成及控制原理,通过对二维系统的控制试验,验证了控制效果。试验结果表明:采用的控制算法可行,控制方案达到随机控制试验要求。     

CFM56-7B发动机振动指示高故障分析

介绍了CFM56-7B发动机振动指示高故障的过站放行标准,并结合维护经验,深入分析了振动指示高故障发生的可能原因。