检索结果-南通市图书馆

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空发动机转子叶片的声振疲劳特性试验

航空动力学报 2016年第11期31卷 2738-2743页

作者：王琰郭定文中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所五室西安710065 中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所航空噪声与动强度航空科技重点实验室西安710065

由于振动载荷、声载荷等会造成航空发动机转子叶片的高周疲劳失效,通过试验研究了发动机转子叶片的声振疲劳特性.首先研究了叶根边界条件对发动机转子叶片声响应特性的影响,对3组叶片施加不同的顶紧力,由低到高施加声载荷,试验得到不同... 详细信息

由于振动载荷、声载荷等会造成航空发动机转子叶片的高周疲劳失效,通过试验研究了发动机转子叶片的声振疲劳特性.首先研究了叶根边界条件对发动机转子叶片声响应特性的影响,对3组叶片施加不同的顶紧力,由低到高施加声载荷,试验得到不同叶根边界条件下叶片的声响应与声载荷的关系,并且得出叶根边界条件对转子叶片声响应大小有影响的结论.随后研究了叶片的声振疲劳特性,得出以下结论:声载荷作用下,叶片确实可以发生破坏.在两种不同的激励方式(随机振动激励与正弦振动激励)作用下叶片的频率下降略有不同,并且在动应力水平相同的条件下,发动机转子叶片在正弦振动激励下的寿命远大于其在随机振动激励下的寿命.

关键词：转子叶片声激励振动激励声响应声振疲劳特性

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

某种高温合金550℃高温应变测试

应用力学学报 2015年第3期32卷 378-383,3页

作者：李丽霞蒋军亮郝庆瑞秦强中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所西安710065

随着航空、航天技术的发展,飞行器热端部件的温度越来越高,载荷情况越来越复杂。为了更好地研究这些结构在高温环境下的力学特性,需要测试结构的高温应变并验证高温应变测试方法的可靠性。本文利用高温应变性能鉴定机测试四点弯曲高温... 详细信息

随着航空、航天技术的发展,飞行器热端部件的温度越来越高,载荷情况越来越复杂。为了更好地研究这些结构在高温环境下的力学特性,需要测试结构的高温应变并验证高温应变测试方法的可靠性。本文利用高温应变性能鉴定机测试四点弯曲高温合金梁在550℃稳态温度场条件下的高温应变。测试共进行三次,测试过程中温度的温升率为3℃/min。测试完成后,利用高温应变理论公式对高温应变试验数据进行处理,得到四点弯曲梁的真实应变值,并进行误差计算,四个应变片的误差分别为3%、20%、3%、7%,测试获得了较为满意的结果。此项试验结果表明:本文给出的四点弯曲高温合金梁高温应变测试方案合理可行,使用的高温应变计粘贴方案可靠性较高,四点弯曲梁高温应变测试方法可以作为今后进一步深入研究高温应变测试技术的参考资料和基础,为将来更高温度、更复杂的温度场环境下的高温应变测试提供技术支持。

关键词：稳态温度场高温合金高温应变高温应变误差

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

弹片热机械疲劳试验方法研究及设计

航空动力学报 2019年第1期34卷 106-114页

作者：孙万超李磊熊华锋杨胜春中国航空工业集团有限公司中国飞机强度研究所西安710065

针对弹片的热机械疲劳(TMF)试验要求,采用机械设计技术、机电技术、冷却技术、计算机技术和数据采集技术,提出了压力载荷和热载荷的加载方法,建立了2种载荷5个试验件的并联试验控制系统,并设计了弹片热机械疲劳试验器。试验结果表明:该... 详细信息

针对弹片的热机械疲劳(TMF)试验要求,采用机械设计技术、机电技术、冷却技术、计算机技术和数据采集技术,提出了压力载荷和热载荷的加载方法,建立了2种载荷5个试验件的并联试验控制系统,并设计了弹片热机械疲劳试验器。试验结果表明:该系统能够同时模拟服役环境下弹片的压力载荷和热载荷。利用该试验系统进行了弹片的热机械疲劳试验,试验结果再现了弹片在服役状态下的失效模式。试验系统具有良好的重复度、较高的加载频率和加载精度。压力载荷最大相对误差为2.4%,绝对误差小于0.5N。温度载荷最大相对误差为3.55%,最大绝对误差为3.89℃。

关键词：弹片热机械疲劳疲劳试验压力载荷热载荷

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

基于权函数法的应力强度因子计算和断裂评估

航空动力学报 2018年第8期33卷 1886-1895页

作者：樊俊铃中国航空工业集团有限公司中国飞机强度研究所西安710065

仅利用一个参考载荷,建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权... 详细信息

仅利用一个参考载荷,建立一种近似公式来计算共线裂纹和中心裂纹的张开位移。通过该方法确定的裂纹面张开位移及其偏导与精确解之间吻合良好。该方法将中心裂纹的权函数计算模型简化为形状因子和裂纹面张开位移偏导之间的积分。基于权函数法,研究了带中心裂纹的旋转叶片的应力强度因子与裂纹长度、位置、转速及转动加速度之间的关系。结果发现:应力强度因子随着裂纹长度的增加和裂纹与旋转轴间距的减小而增大;转动加速度对应力强度因子的影响较小;转速的增大会使应力强度因子增大。在断裂力学理论的基础上,建立了断裂控制准则,计算表明叶片的临界转速随着裂纹长度的增加而降低。

关键词：权函数应力强度因子裂纹面张开位移旋转叶片断裂韧性

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

基于应变测量的结构载荷分布反演方法

航空学报 2021年第5期42卷 295-302页

作者：兑红娜刘栋梁张志贤潘绍振杨龙中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所强度部成都610091

针对基于应变测量的载荷分布反演,首先对比分析现有几种影响系数法,并讨论影响载荷反演精度的几个关键问题。为解决单位载荷工况选取的难题,提出一种基于施密特正交化的最大垂直距离逐步筛选基工况法,从设计载荷工况库中筛选载荷基工况... 详细信息

针对基于应变测量的载荷分布反演,首先对比分析现有几种影响系数法,并讨论影响载荷反演精度的几个关键问题。为解决单位载荷工况选取的难题,提出一种基于施密特正交化的最大垂直距离逐步筛选基工况法,从设计载荷工况库中筛选载荷基工况和应变基工况,建立一套完整的工程可行的载荷分布反演流程。为解决反向矩阵病态化的难题,引入Tikhonov正则化方法。以某型飞机机翼疲劳试验作动筒载荷和光纤传感器数据为算例,假设3种应变测量误差情况(无误差、5%随机误差、10%随机误差),验证了提出的载荷分布反演方法具有很高的预测精度和鲁棒性,可为新一代航空航天器的结构健康监控提供一条可靠的载荷识别途径。

关键词：载荷分布反演影响系数法施密特正交化基工况 Tikhonov正则化

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

基于位移场的裂纹尖端识别算法

航空动力学报 2018年第9期33卷 2198-2204页

作者：张文东李三元董登科魏玉龙中国航空工业集团有限公司飞机强度研究所西安710065

提出一种基于位移场的裂纹尖端识别算法。首先建立了与裂尖位置有关的目标函数,将裂尖识别问题转化为求解最小值的优化问题;然后在位移场范围内假设裂尖位置,将非线性优化问题转变为线性问题,在给出裂尖的初始假设位置后,通过该裂尖识... 详细信息

提出一种基于位移场的裂纹尖端识别算法。首先建立了与裂尖位置有关的目标函数,将裂尖识别问题转化为求解最小值的优化问题;然后在位移场范围内假设裂尖位置,将非线性优化问题转变为线性问题,在给出裂尖的初始假设位置后,通过该裂尖识别算法迭代分析,最终获得裂纹尖端的准确位置。仿真测试表明,该算法6s内通过4步迭代分析就可以得到Ⅰ型裂纹区域的位移场和Ⅰ-Ⅱ混合型裂纹区域的位移场准确的裂尖位置,该方法为裂纹测量技术提供了技术支持,有极大的应用价值。

关键词：位移场裂纹尖端应力强度因子线性最小二乘法迭代分析

着陆冲击试验系统设计及大型橡胶容器试验验证

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

国防科技大学学报 2022年第6期44卷 200-206页

作者：易方孟浩龙刘冲冲北京航空工程技术研究中心北京100076 中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所陕西西安710065

为确保大型橡胶容器的运输适航性,依据中国民用航空局对运输类飞机的应急着陆过载要求,开展着陆冲击试验系统设计。通过冲击平台仿真设计与校核、波形发生器仿真设计、摆锤系统与导向机构设计,构建了着陆冲击试验系统,有效负载约达20 t... 详细信息

为确保大型橡胶容器的运输适航性,依据中国民用航空局对运输类飞机的应急着陆过载要求,开展着陆冲击试验系统设计。通过冲击平台仿真设计与校核、波形发生器仿真设计、摆锤系统与导向机构设计,构建了着陆冲击试验系统,有效负载约达20 t,最大冲击载荷达到400 t。选取大型橡胶容器作为典型空运物资进行应急着陆实装试验验证,结果表明:冲击波形均近似为三角波,与仿真曲线波形相似,过载峰值分别为侧向1.54g、航向3.06g、9.02g、16.20g,与目标峰值最大相对误差小于3%,峰值对应时间大于50 ms,试验系统符合设计要求。该试验系统可用于空运平台的研制,对于确保飞行安全、降低研制风险、提高空运适航性具有重要的意义。

关键词：橡胶容器着陆冲击试验系统仿真设计应急着陆

基于增强熵权峭度图的滚动轴承最优频带解调的故障诊断

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

振动与冲击 2019年第17期38卷 24-31,50页

作者：李红贤汤宝平韩延邓蕾重庆大学机械传动国家重点实验室重庆400030 中国航空工业集团公司中国飞机强度研究所西安710065

针对采用峭度指标选取滚动轴承最优共振解调频带时存在精确性差和易受随机冲击干扰的不足,提出了基于增强熵权峭度图的滚动轴承最优频带解调的故障诊断。首先,选取峭度指标、变异系数、裕度指标和平滑因子等评价指标分别从不同角度表征... 详细信息

针对采用峭度指标选取滚动轴承最优共振解调频带时存在精确性差和易受随机冲击干扰的不足,提出了基于增强熵权峭度图的滚动轴承最优频带解调的故障诊断。首先,选取峭度指标、变异系数、裕度指标和平滑因子等评价指标分别从不同角度表征故障轴承瞬态冲击特征,增强在实际监测的运行环境中单指标抗干扰鲁棒性差的缺陷;其次,采用熵权法对多个评价指标计算综合属性客观权重,为了增强轴承瞬态冲击表征和抑制其它信息干扰,对评价指标值进行增强处理并融合形成新评价指标,以精确选取共振解调中心和带宽;最后,采用1/3-二叉树策略生成的增强熵权峭度图自适应识别故障轴承最优解调频带。通过实测信号和仿真信号测试分析,并与快速峭度图在不同干扰下对比表明,该方法可以更为精准的识别轴承共振频带及具有更高的鲁棒性。

关键词：滚动轴承峭度图熵权法最优频带故障诊断

基于气候实验室的民机整机发动机低温启动实验

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空动力学报 2024年第2期39卷 235-247页

作者：马建军吴敬涛杜文辉王嘉玺都亚鹏中国航空工业集团有限公司中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

为解决在密闭大型气候实验室极端低温环境下,进行民机整机发动机低温启动实验带来的强扰动和安全性问题,基于实验室现有能力条件,从发动机尾气排放和极端低温空气补偿两方面开展了民机整机发动机低温启动实验技术研究。对于发动机尾气排... 详细信息

为解决在密闭大型气候实验室极端低温环境下,进行民机整机发动机低温启动实验带来的强扰动和安全性问题,基于实验室现有能力条件,从发动机尾气排放和极端低温空气补偿两方面开展了民机整机发动机低温启动实验技术研究。对于发动机尾气排放,提出了针对大涵道比涡扇发动机的尾气“分割排放”概念和排放质量流量预估方法,降低了从实验室排放的低温空气质量流量。对于空气补偿,采用液氮作为冷源将实验室外常温空气冷却至极端-50℃低温并持续补充进实验室,补偿排放损失、维持实验室内低温环境稳定和室内外压力平衡,保障实验安全。基于该项技术,在国内首次成功实施了民机整机-40℃发动机低温启动适航符合性实验,实验结果表明:飞机低温冷浸时间10 h,实验全过程室内温度波动在±3℃以内;与常温下相比发动机启动功能和性能无明显衰减。该项实验的成功为其他民机在实验室内开展发动机低温启动实验和相关适航标准规范的制定提供了实践依据和技术储备。

关键词：气候实验室民机整机冷浸透大涵道比涡扇发动机低温启动