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53 个结果
  • 简介:在飞行器结构地面热试验,通常采用石英灯辐射加热对试验件进行加温,本文对石英灯加热系统设计需要关注关键问题进行了研究。首先对试验件所需加热功率进行了理论描述,然后对因试验件材料不同导致加热器功率差异进行了研究,当试验件表面温度相同时,由于材料热沉不同,不同材料所需加热功率差异很大。这些研究成果在结构热强度试验具有较强应用价值。

  • 标签: 结构热试验 加热功率 热流反演
  • 简介:为了得到更为真实准确平尾损伤情况,通过对平尾载荷测试剖面的数据分析,结合平尾结构受载形式,提出了外场平尾特征载荷一种新算法。该算法已经普遍用于外场平尾损伤计算,在保证了外场飞行安全同时,也缓解了平尾更换压力。

  • 标签: 水平尾翼 外场损伤计算 特征载荷
  • 简介:本文介绍了LabVIEW开发环境下数据采集与信号处理实现方式。以计算机和NIDAQPad6016数据采集卡为主要硬件,LabVIEW8.6.1为软件开发平台,调用NIDAQmx库函数.构建能够实现信号采集与信号分析多功能虚拟仪器系统。

  • 标签: 虚拟仪器 LABVIEW NI-DAQMX 数据采集 信号处理
  • 简介:本文将构件细节效应系数法应用于广布疲劳损伤多元件损伤(MED)结构,给出了出现首条裂纹及多条裂纹时寿命分析方法,并与试验结果进行分析比较,用试验中出现12条裂纹寿命反推出现第一条裂纹寿命与物理试验结果,误差在15%以内,对疲劳分析来说是非常接近,工程分析结果与试验结果误差较大,基本也在工程可接受范围内。

  • 标签: 细节数 多元件损伤 广布疲劳损伤 寿命
  • 简介:采用浸泡腐蚀方法研究了TC17钛合金在50℃下3.5%盐酸溶液腐蚀形貌和腐蚀速率,并用电化学腐蚀方法研究了TC17钛合金在室温下不同浓度盐酸溶液极化曲线变化及腐蚀速率。研究表明:TC17钛合金在盐酸溶液耐腐蚀性能降低,试件表面形貌出现明显变化。在50℃下3.5%盐酸溶液腐蚀深度随时间(0~480h)呈线性变化,腐蚀速率随时间呈非线性变化;在室温下5.0%和10.0%盐酸溶液,TC17钛合金极化曲线出现了钝化过渡区,且钝化电位与盐酸浓度相关。

  • 标签: TC17钛合金 盐酸溶液 腐蚀形貌 腐蚀速率 电化学腐蚀
  • 简介:软件测试已在各领域越来越受到重视。为了使直升机机电综合管理系统得到更好发展,介绍了机电综合管理系统,对软件测试技术重要性进行分析,并简要阐述了软件测试技术。文章中介绍嵌入式软件测试技术已经在直升机机电综合管理系统软件开发得到了应用。

  • 标签: 机电综合管理系统 软件测试 嵌入式
  • 简介:随着各国对提高军队通信、反应和作战能力需求与日俱增,发展临近空间高超声速飞行器技术重要性愈发明显。本文针对临近空间高马赫数飞行器部件三种不同典型结构形式,进行了热应力比较,目的是选取最优结构形式,以减小热应力。结果表明:珠状波纹板对热应力减缓作用非常明显,带主动冷却前缘温度明显低于一般前缘温度。

  • 标签: 高超声速飞行器 临近空间 减缓热应力 有限元 温度场
  • 简介:随机耐久性分析在PFMA方法基础上考虑裂纹扩展随机性,可以更准确地评估结构耐久性,但是在计算裂纹超越数概率时,表达式解析困难而复杂。本文在PFMA方法之IFQ模型基础上提出一种裂纹扩展速率系数临界值概念,解决裂纹超越数概率计算解析式积分问题,并推导出裂纹超越数概率表达式,通过与MonteCarlo法计算结果对比,验证了本文方法正确性和准确性。

  • 标签: 裂纹扩展速率系数临界值 随机耐久性 裂纹超越数概率
  • 简介:结构模态阻尼系数是影响振动疲劳特性主要因素,获取模态阻尼系数对于结构振动疲劳分析和仿真计算有重要作用,对于揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理有直接意义。本文选取典型航空金属材料2024-O铝合金,进行了大量元件级振动疲劳试验、仿真以及数值分析计算,并提出了一种基于数值分析快速获取结构模态阻尼系数方法,适合于元件级振动疲劳试验过程中试验件模态阻尼系数变化规律获取。研究结果表明:本文方法可以在不中断振动疲劳试验情况下,快速得到较精确振动疲劳历程模态阻尼系数,为进一步揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理奠定了基础。

  • 标签: 振动疲劳 模态阻尼系数 金属材料 数值分析
  • 简介:振动会降低车载、舰载或地面用发动机组结构寿命,甚至带来噪声污染,因此亟待对发动机组进行隔振安装设计。首先利用牛顿动力学方法分析发动机组在复杂激励环境和安装底板处于无约束边界条件下两种工况运动特性,再采用Matlab/Simulink对其进行数值仿真,获得发动机隔振系统设计参数确定方法,该方法可以为发动机隔振安装应用提供技术支持。

  • 标签: 发动机 隔振安装 数值仿真
  • 简介:通过试验研究和理论分析,研究了不同供应压力对气体在管路充填特性影响。试验结果发现,在文氏管喉部气体流速等于音速前提下,且气体介质和文氏管喉部截面积不变时,在压力变化初始阶段,供应压力变化对产品喷前建压和泄压时间影响不大;通过理论分析得出供应压力与气体管路充填特性关系,找到不同压力下快速确定气体管路充填特性方法。

  • 标签: 气体管路 充填特性 管路调试 供应压力
  • 简介:为保证直升机在结冰环境条件下飞行安全,旋翼系统必须具备防除冰能力。安全高效地验证直升机旋翼防除冰系统性能并进行考核是一项很难课题。国际上通常利用地面喷洒塔来模拟特定结冰云雾环境,开展不同结冰条件下直升机防除冰系统性能试验。文章着重讨论防除冰系统喷洒塔试验方法、注意事项并给出喷洒塔试验部分试验结果。

  • 标签: 直升机 喷洒塔 防除冰系统
  • 简介:折叠系统是舰载直升机必备系统之一,折叠能否成功很大程度上取决于折叠定位控制信号准确性。由于外场使用环境恶劣,原接触式微动开关故障率非常高,不能适应现有折叠系统。经对折叠定位控制原理、故障等情况进行理论分析,提出采用接近信号传感器替代传统微动开关方法,经于国内某型号机上改装、验证,有效地解决了折叠定位系统问题。

  • 标签: 折叠 微动开关 定位 非接触
  • 简介:研究了基于需求标准视图建模原理,借助DoDAF方法分析了用户使用需求与产品研制过程需要遵循各类标准要求关联路径,形成了标准视图建模通用流程。结合通用型无人直升机研制,研究了完整标准视图建模方法,分析了标准视图建模工具功能架构。

  • 标签: DODAF 标准视图 建模
  • 简介:CHRDILCA流程系统是直升机所产品数据流程管理平台。随着型号研制任务更加繁重,档案部门希望流程系统提供流程文件批量打印和归档功能。就此问题,文章提出了一种基于客户端来实现LCA流程系统批量打印归档功能解决方案,并予以设计实现。实际应用满足了流程文件批量打印归档需求,提升了档案部门工作效率,保证了数据一致性。

  • 标签: LCA流程系统 批量打印 批量归档 客户端
  • 简介:超燃冲压发动机支板在高飞行马赫数下工作时,面临着非常严峻热环境。对飞行马赫数为8时支板热环境进行了研究,得到了前缘钝化半径与支板表面温度关系;随后,对不同喷注总压,喷孔尺寸和喷注总温下逆向喷注进行了数值模拟。数值模拟结果表明,提高喷注总压和增大喷孔尺寸都有助于降低支板表面温度,在喷注总温上升到1000K时,逆向喷注仍然具有较好热防护性能。

  • 标签: 热环境 支板 逆向喷注 热防护
  • 简介:涡轮静子蜡模成型工艺改变,导致静子叶片表面状态有很大不同。在分析具体快速成型工艺原理基础上,利用均匀B样条曲线构造不同表面状态叶片型线,并进行内部流场数值模拟。结果表明,叶片表面越光滑,涡轮性能越接近理想设计状态。吸力面表面状态对涡轮性能影响更明显,随吸力面光滑程度增加涡轮效率和流通面积分别增大12%和3%。

  • 标签: 涡轮静子 B样条曲线 表面状态 快速成型
  • 简介:通过对某型飞机全机疲劳试验跟踪检查、裂纹监测,归纳分析了全机疲劳试验损伤分布及重点部位裂纹扩展状态(规律)。此项研究,探明了飞机结构可能出现早期疲劳问题薄弱部位,及出现广布型损伤趋势。对飞机结构设计及维修具有一定参考价值,并且对于飞机无损检测、裂纹监测工作具有一定借鉴价值。

  • 标签: 损伤分布 裂纹扩展状态 无损检测
  • 简介:以单侧固支分层损伤复合材料层合板为研究对象,利用有限元分析软件ABAQUS得到层合板结构振型位移分析数据,针对分层损伤进行了曲率模态分析。分析结果表明:在层板内一个区域存在分层损伤情况下,其振型与频率变化非常小,难以用于判断损伤位置,但分层损伤区域曲率模态差值变化显著,采用曲率模态差法可以对层合板结构分层损伤位置准确判定。

  • 标签: 复合材料层合板 分层损伤 曲率模态 损伤检测
  • 简介:针对液氧/煤油发动机性能提升时管路流阻大问题,采用电传热试验系统研究了高分子减阻剂对模拟管路中高流速火箭煤油流阻与传热特性作用效能,并采用分析仪器考察了高分子减阻剂添加对火箭煤油理化性能影响。研究结果表明,含有0.05%减阻剂火箭煤油理化性能满足《液体火箭发动机用煤油规范》关键技术指标要求;减阻剂添加对火箭煤油产生一定减阻效果,在流速20-60m/s,温度50-200℃范围内,JZ-1减阻率达60.3%-76.4%,JZ-2减阻率为33.1%-48.4%;而减阻剂添加降低了火箭煤油传热性能,且减阻剂分子量越大传热性能降低越明显,在流速50m/s,温度175℃时,添加JZ-1,JZ-2后火箭煤油传热系数分别下降32.8%,8.3%。从减阻剂在改变流动阻力和传热两方面评价,JZ-2对火箭煤油具有较佳综合性能。

  • 标签: 火箭煤油 减阻剂 流阻 传热特性