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。     

基于寿命预测模型的微动疲劳影响因素

以ABAQUS有限元分析软件为工具,通过计算接触面上的接触应力p(x)及切向应力τ分布,求得了Ruiz微动损伤参数k2(x),并以此为基础,建立了一种微动疲劳寿命预测模型,经验证该模型预测值与实验值比较吻合,证明了该模型的合理、有效性。利用所得模型,研究了3种参数变化对微动疲劳寿命的影响,结果表明:在其他参数保持不变的情况下,随着接触压力的增加,微动疲劳寿命迅速下降,在达到一个最低值后,随着压力的增加寿命反而增加;微动疲劳寿命随轴向应力增加而下降;对于较低的接触压力,寿命随压头半径的增加而增加,但在较高的接触压力下,随着压头半径的变化寿命几乎保持不变。     

高温合金微量润滑振动钻削温度与刀具磨损

为了解决高温合金钻削温度高、刀具磨损快的问题,采用微量润滑的振动钻削加工方法,从换热机制角度对振动钻削的降温机理进行分析,并进行振动钻削和普通钻削对比实验.结果表明:微量润滑普通钻削的最高测量温度达到了110℃且温度随钻削深度、钻孔个数的增加而升高,而振动钻削的测量温度为55℃左右且随削深度、钻孔个数的增加增长缓慢;普通钻削刀具磨损量达到0.5 mm且随钻孔个数的增加磨损加剧,振动钻削刀具磨损量只有0.22 mm且磨损量增加缓慢.     

铁木辛柯梁固有振动频率的边界元解法

根据傅里叶变换推导具有两个广义位移的铁木辛柯梁固有振动的基本解.利用加权残量方法,从控制微分方程出发建立边界积分方程,进而根据边界条件得到频率方程,采用代数特征值方法和影响系数方法求解频率,并分析了两种方法的特点.以杆为例证明了对于一维均匀结构,对不同的边界条件利用边界元方法(BEM,Boundary Element Method)都可以得到精确频率.将铁木辛柯梁的BEM结果与有限元结果和精确解进行了比较.