摘要：倾转旋翼的气动外形设计需要对其在直升机模式和飞机模式下的不同要求进行综合考虑,对其气动外形相关参数进行优化以使倾转旋翼同时具有较高的悬停效率和巡航效率。本文基于自由尾迹分析方法建立了倾转旋翼的气动特性分析模型,以悬停和巡航效率为目标函数,以桨叶弦长分布、预扭角分布、厚度分布及翼型分布位置和旋翼转速为设计变量,以旋翼功率和桨叶重量为约束,提出了倾转旋翼气动多目标协同优化策略,对桨叶气动外形进行了优化设计,优化后的旋翼具有更优的气动性能,表明所提出的优化方法是可行的。

摘要：在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,对于倾转旋翼机动力学设计具有理论指导意义。

摘要：综合运用CATIA、***、ANSYS和ADAMS建立V-22倾转旋翼机1/5缩比动力学模型,并在ADAMS平台上对其进行运动学和动力学特性仿真、分析,通过与V-22倾转旋翼机1/5缩比原型数据的对比,表明所建立的虚拟样机模型正确,结果是可信的。最后分析了倾转过程中机翼弯矩变化的时间历程,其规律能反映出倾转旋翼机机翼变化的实际情况,为以后的倾转旋翼机的设计、试验提供了参考依据。

摘要：氢氧火箭发动机燃烧室壁面热环境十分恶劣,头部气膜冷却是主要辅助冷却手段之一,圆孔头部气膜冷却是重要的设计方案。对圆孔型头部气膜进行了三维数值仿真研究,考虑推力室外部再生冷却的影响,通过全面数值实验分析了气膜流量占比、气膜孔直径和相邻气膜孔面积比等参数的影响,提出一种非均匀分布的圆孔头部气膜冷却方案。结果表明,在氢氧火箭发动机圆孔头部气膜冷却中,存在一个最佳吹风比使得头部区域冷却效果最好,最佳吹风比的值由气膜流量占比和气膜孔直径共同决定,最佳吹风比介于5.454~5.849之间;通过合理的非均匀圆孔气膜结构设计,控制相邻气膜孔面积比在0.6~0.8范围内,采用提出的非均匀气膜孔方案有利于提高燃烧室的整体性能。

摘要：变直径倾转旋翼是倾转旋翼的新概念,本研究是国内首次开展的变直径倾转旋翼方面的基础研究。基于改进的叶素-动量理论建立了倾转旋翼机的气动特性分析模型,用于分析旋翼直径变化对其气动特性的影响规律及气动载荷的计算;研究设计了变直径倾转旋翼原理样机,利用虚拟样机技术建立了变直径倾转旋翼多体动力学模型并在此基础上对变直径倾转旋翼的运动学、动力学特性进行了仿真研究,以对原理样机结构设计进行指导和修正以给出合理的模型结构。最后试验的成功验证了结构设计的合理性,为进一步开展变直径倾转旋翼的研究提供了可靠的模型。

摘要：采用有限元分析软件ABAQUS/Standard分析薄壁输送管传感器接管嘴与网套波纹管结构形式对输送管疲劳寿命的影响。仿真结果表明,将输送管传感器接头布置在靠近发动机端,有利于降低管接头处的振动响应,从而提高管接头的疲劳寿命;网套波纹管的局部结构对输送管的疲劳寿命有较大影响,通过优化局部结构,疲劳寿命明显提高,并经过了试验验证。

摘要：采用有限元法,基于ABAQUS和nCode开展了火箭增压输送管路随机振动疲劳寿命仿真研究,建立了典型输送管路的有限元分析模型,计算得到了管路结构的频响特性,在此基础上基于频域随机振动疲劳寿命分析方法,计算了输送管路在随机振动条件下的疲劳寿命。研究结果表明,该分析方法可用于指导运载火箭的增压输送系统管路疲劳耐久性的设计和分析,具有一定的工程应用价值。

摘要：基于Miner线性累计损伤理论推导结构的正弦振动、定频振动、随机振动的疲劳损伤计算公式,结合有限元方法,以管路为例给出了结构在正弦、定频、随机振动载荷下的疲劳损伤工程分析方法和流程,可用于运载火箭结构的振动疲劳损伤分析和疲劳耐久性设计。

摘要：为降低火箭发动机舱内氧增压管、预冷回流管及其固定结构组成的管路系统疲劳破坏的风险,对管路系统安装进行了设计改进。采用Abaqus软件对优化前后的管路系统在给定力学环境条件下的随机振动响应及疲劳寿命进行了仿真和试验验证,计算表明,改进后管路系统各组件静应力明显减小,最大静应力和最大均方根应力下的疲劳寿命明显改善,另外试验结果也验证了改进的有效性。

摘要：结合高绝热、耐振动、轻质化等设计原则及地面试验系统的要求,提出了超临界氦贮箱的具体设计指标。通过对比分析多种绝热容器的结构,决定采用双层真空结构,并采用低温绝热纸与镀铝涤纶薄膜组成的多层绝热材料作为内壳的包覆层。根据计算结果,在最高工作压力3 MPa、有效容积110 L的情况下,超临界氦贮箱的结构质量约为98 kg,总漏热量约为0.81 W,满足设计指标要求。