基于QZ算法的涡轮泵转子临界转速有限元计算

QZ算法求解非对称矩阵广义特征值问题与转子动力学有限元法相结合计算涡轮泵转子临界转速,发展了相应的计算程序FEMQZ。在计算模型中考虑轮盘的陀螺力矩、轴套零件和叶轮浸液的影响。计算分析了某涡轮泵转子在弹性支承下的临界转速。实验结果表明,计算得到的一阶临界转速与实测值吻合,所发展程序能用于涡轮泵转子的动力特性分析。     

短距起降军用运输机An-70（2）

飞机的液压系统(ΓC)由1、2、3、4号液压系统组成，设计用来确保飞机以下部件的液压功能：操纵系统执行机构、前缘襟翼、水平安定面前部、起降装置、货舱门、辅助(货物)支柱、舱门、应急舱口、应急释压舱口和应急收放涡轮泵装置。     

双螺杆固液混合燃料输送系统设计与实验研究

固液燃料混合推进是航天推进系统的重要环节,液体发动机燃料热熵低,为了提高火箭或导弹的续航能力,结合固体粉末燃料热熵高的特点,采取了固液混合燃烧的策略,进而提高发动机燃料的热熵,增加发动机的续航里程。本文根据齿轮啮合原理,对关键结构双螺杆齿形展开修形设计,建立了流道三维模型和仿真模型;在齿形设计的基础上,围绕固液混合均匀、变比例输送开展固液混输系统集成设计,完成整机的加工、装配、调试,搭建实验平台,建立液压测试系统,开展实验。结果表明,设计的两相流泵实现了固液两相物料的混合输送,实现了固液燃料变流量、变比例、变出口压力的均匀混合效果。该小型燃料泵能够实现出口流量30 ~ 600L/h、出口压力0 ~ 900kPa、固液混合比例0% ~ 10%的固液混输,且混输效果良好,研究结构可供设计变推力火箭发动机参考。     

基于前缘凸结的推进泵叶片空化控制研究

为抑制推进泵空化不稳定引起的振动、噪声等危害,采用仿座头鲸鳍状肢前缘凸结的方法对推进泵叶片空化进行控制,通过水洞实验和数值模拟对前缘凸结的空化控制效果和机理进行了研究。结果表明,与原型泵相比,本文设计的仿生泵扬程得到了提升,且其效率损失小于2.5%;该仿生泵的前缘凸结会诱发涡结构,使叶片表面适度湍流化,造成空化区域的展向发展受到限制,空泡稳定性得到提高,但其也会导致波谷处存在低压区,造成仿生泵空化初生提前。总体来说,前缘凸结可以有效控制空化脱落和不稳定脉动,但凸结结构参数有待进一步优化以延缓由于波谷处局部压力较低而引发的空化初生提前。     

空间对接机构缓冲试验台分离性能分析

为了模拟空间的分离过程,在地面上研制了具备五自由度的大型缓冲试验台,以此研究在对接分离过程中运输飞船和空间站相对分离速度、姿态角及姿态角速度等的变化规律。地面五自由度状态试验台获得的试验数据能否代表空间零重力六自由度实际状态,需要对分离试验台做分离性能分析。建立了地面环境及空间零重力环境两种状态下的理论分离模型,对比了两种状态下的分离过程和结果;同时还建立了两种状态下的全数值样机仿真模型,依据某工况下的试验条件,计算分析了运输飞船和空间站在分离过程中的运动特性。从理论和数值仿真两方面阐述了缓冲试验台在模拟分离时的情况,论证了利用缓冲试验台模拟空间状态下两飞行器分离过程的有效性。     

重视通用飞行试验台建设 支撑航空发动机自主创新

通过对国内外军用标准和适航条款中关于航空发动机高空试验相关规定的解读,明确了飞行试验台(简称飞行台)在发动机研制中的地位。介绍了国外通用飞行台及其历史发展,探讨了通用飞行台在发动机研制中的作用。参考国内外使用经验,对国内航空发动机飞行台进行了定位,并根据后续型号发展谱,对国内航空发动机飞行台的后续发展给出了建议。标准和分析均表明:飞行台是航空发动机高空试验的必要手段;航空发达国家重视建设系列化的通用飞行台,国内应重视和加快航空发动机通用飞行台的系列化建设。     

汽车发动机试验台快接小车的定位

介绍了汽车发动机试验台快接小车在车台上定位的原理和结构，初步展示了其使用效果及改进前景。     

SJ02径侧向联合加载试验台

介绍了ＳＪ０２径侧向联合加载试验台的原理、结构和功用，着重阐述了该试验台采用的微机闭环自动控制和液压伺服加载系统．     

一种液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩量化控制方法

针对液体火箭发动机试验台工艺装配可靠性提升的需求,提出一种螺纹拧紧力矩量化控制方法。利用非试验和试验环境的力矩值统计与分析,确定液体火箭发动机试验台螺纹拧紧力矩值区间;通过拧紧力矩强度理论计算,验证力矩值区间的合理性;结合试验台螺纹空间位置的具体特点,确定适用不同空间位置的力矩量化控制方法和流程,并在试验中进行了应用。应用结果表明,本文提出的方法可有效提高发动机试验工艺的可靠性。