简介：用于未来运载器芯级发动机上的双钟型喷管较好解决了简化生产工艺和提高发动机综合性能之间的矛盾,由于其扩张段型面不连贯性而具有两种最佳工作环境。然而要获得此性能必须深入研究以设计效率最高喷管型面,并确保在两工作模式的过渡期间不会产生过大结构应力危险。流场计算是认识双钟型喷管气流特征的有效工具。文章介绍了流场分析时可能遇到的几个数学问题,特别是网格划分方案及湍流模型对计算气流分离点位置的影响。此外分析了与喷管型面选择有关的几种流场物理特性。

简介：为满足新型吸气式发动机研制对于试验系统高压大流量超声速来流模拟条件下气体流量的准确测量和现场校准的迫切需求,设计了一套基于高压、大流量p.V.T.t法和比较法的流量现场校准装置（以下简称现场校准装置）,通过原级p.V.T.t法与次级标准音速喷嘴相结合的方式,实现了压力3~23MPa和流量1~60kg/s条件下音速喷嘴流量系数的校准、溯源和试验系统空气流量准确测量,高压空气大流量现场校准装置扩展不确定度为0.84%。

简介：主动电磁轴承（AMB）的最大劣势在于承受外部冲击载荷的能力弱,必要时需借助辅助轴承承担其部分或全部载荷。本文介绍了一种新型辅助轴承——零间隙辅助轴承（ZCAB）的设计原理和试验情况。试验结果表明,ZCAB可在短时间内将AMB失效后坠落的转子重新平稳返回其回转中心,使转子继续正常工作。

简介：为满足末修姿控动力系统与控制系统一致性和协调性检测而研制的末修姿控系统极性检测仪,能实时检测并显示末修姿控动力系统根据控制系统发出的控制指令按时序动作的情况,从而为控制系统提供可靠的判断数据,确保了末修姿控动力系统的正常工作.末修姿控系统极性检测仪使用方便,操作界面简单,可自动记录、保存检测数据,并可离线浏览、打印,自动化程度高;同时仪器内部嵌入控制信号模拟线路,可自动进行模拟自检测试,从而提高工作效率,减少设备投入,其便携式、小型化设计更适应了机动、灵活的使用需求.

简介：圆弧端齿具有承载能力强、定心精度高、拆装简便等诸多优点,而广泛应用于航空发动机及燃气轮机的转子联接结构。以圆弧端齿工程应用为目标,结合航空发动机用圆弧端齿的设计和使用经验,对带环槽圆弧端齿的结构设计、初步强度设计,以及圆弧端齿副的互换性设计进行了研究,提炼、归纳了带环槽圆弧端齿工程设计应重点关注的问题,并提出一种解决不同设备加工圆弧端齿副具有互换性问题的可行方法。

简介：介绍了在微型计算机上以AutoCAD图形软件为支持软件，研究开发的适用于涡扇、涡喷、涡轴发动机的部件和总体结构方案图的设计系统。阐述了该系统的结构、功能和特点，指出该系统采用了参数化绘图方式，具有良好的用户界面，可通过下拉式菜单、屏幕菜单和图标菜单交互式进行部件和总体方案图的对比设计和绘图，经使用表明，该系统绘图质量高，既省时、省力，又便于多方案优化选择，有较大的工程应用价值。

简介：直升机作为一种特殊的飞行器,其非线性运动特性强,稳定性差,各通道的耦合性严重。针对直升机的特点,将非线性反馈线性化的方法运用到直升机的控制中,通过该方法得到解耦的直升机伪线性模型,采用经典的LQR线性最优二次型设计方法设计状态反馈控制器。仿真结果表明,设计的控制系统具有良好的性能,满足控制要求。

简介：航空发动机附件机匣包含有大量旋转部件，且转速高、温升大和工况复杂。为保证附件机匣的使用寿命，提高可靠性，必须对旋转部件进行强制润滑。但航空发动机附件机匣结构往往设计得非常紧凑，难以实现多点强制润滑。离心式滑油分配器可实现狭小空间内的多点有效润滑，同时可简化附件机匣内部结构设计。根据流体力学原理，推导了离心式滑油分配器设计的相关计算公式，建立了离心式滑油分配器的设计方法。

简介：采用快速气动设计方法设计了一小型斜流压气机的三维初始几何。应用三维数值分析手段，获取了该斜流压气机的性能及流场结构，分析了S1、S2流面流动特点及制约压气机性能的主要因素。应用人工神经网络方法进行压气机流道优化设计，并与优化前对比。结果表明：初始设计的斜流压气机，设计转速下的最高效率点流量为1.039kg/s，压比为1.514，效率为88.57%，综合裕度达73.66%；叶轮尾缘近轮盖处的射流-尾迹现象，导致流动损失较大。优化后，设计转速下压气机的流通能力和效率均有所提高，相同压比条件下其流量为1.060kg/s，效率达89.30%，但综合裕度降低至49.80%。

简介：本文着重介绍用气动声学理论求得亚音速引射器减噪量的计算公式。该计算公式使亚音速引射器气动计算与声学计算两者之间相互联系起来，用以进行高温排气空气冷却噪声控制设计能取得经济合理的效果。

简介：为了检验高室压脉冲推力器的设计并掌握液体N2O／酒精推进剂的点火燃烧规律，进行了实验研究。可移动喷注器的动密封采用O型圈结构，推进剂的流动通道既能保证充填时推进剂的流通，又能保证挤压时不会有回流。冷试结果表明密封效果良好。测定了系统的热试时序，实现了稳态条件下的点火燃烧，燃烧室压力为2．58MPa。由于液体N2O的饱和蒸汽压较高，容易蒸发，积存在燃烧室内的蒸气造成点火压力峰比较高。

简介：本文针对飞机结构强度试验展开研究，传统强度试验采用串式工作模式，且试验各工况间工作独立，完成一种工况后全部拆卸试验设备，再进行下一种工况试验，该模式存在重复劳动多、试验换装量大和试验效率低等问题，为此提出了一种模块化设计方法，即试验加载点的若干设计要素模块化、形成标准接口，实现不同工况试验中试验设备一次安装到位、多次使用的一种思路。最后在某工程全机静力试验中得到应用，取得良好效果，表明该方法的可行性、实用性和有效性。

简介：简要分析了直升机防除冰配电盒的电路设计思路与器件选择；提出了在相同条件下的两种电路设计方式；说明了实现同样的功能，因器件选择的不同，具体的电路设计也不同，电路设计与器件选择、驱动能力、控制信号类型均有关系。

简介：从信号分析入手阐述了威化饼干机气动控制回路的设计方法和特点，介绍了奶油搅拌机的结构和工作程序。

简介：本文主要论述了某新型号发动机燃烧室内壁外型面及螺旋槽精密加工所用工艺装备的设计方法。该工艺装备结构先进、合理,重复定位精度高,使用状态稳定,能很好地满足产品的加工精度要求。

简介：四倾转旋翼机总体参数设计涉及重量、性能等多个分析模型,各模型互相耦合、相互影响,其总体参数设计需兼顾多方面且相互矛盾的使用需求。建立了飞行性能、重量配置模型,并在深入分析各分析模型之间的关联关系的基础上,建立基于性能指标和重量约束的四倾转旋翼机总体参数优化设计方法。

简介：本文介绍了某直升机动部件工程设计更改中需要考虑的几个问题,在设计更改过程中综合了适用性、经济性因素,给出了最佳更改设计方案.采用疲劳强度设计技术设计了增强型卡环,通过部件静力和疲劳试验,验证了各设计因素的影响,给出了更改设计后部件的疲劳极限和限制值要求.

简介：依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。

简介：针对换热器设计中如何合理兼顾传热效率和压力损失的难题，以矩形流通截面的燃气-水列管式换热器为对象．从理论上分析了设计参数之间的内在联系。揭示了换热面积与燃气流通面积、横向管间距、换热管直径之间的匹配关系．建立了基于压力损失和传热计算的耦合设计方法。这种方法已成功应用于某大型燃气冷却器的设计，也可供其它换热器设计时参考。

简介：分析和总结了发动机主轴密封装置的设计、加工工艺及试验。结果表明：主轴密封设计合理，能满足发动机总体对主轴密封装置的设计要求。