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52 个结果
  • 简介:通过对比分析2E12薄板冷轧后引入中间退火未采用中间退火板材显微组织以及力学性能测试结果,研究中间退火对板材晶粒、织构以及力学性能影响。结果表明,引入中间退火板材晶粒较为粗大呈现不完全再结晶嵌套组织,未采用中间退火板材显微组织为细小轴晶粒;采用中间退火未采用中间退火板材基本力学性能相当,但采用中间退火工艺板材裂纹扩展速率较低;获取细小轴晶粒增加强度塑性同时增加了相邻晶粒取向差,不利于降低裂纹扩展速率。

  • 标签: 2E12 中间退火 显微组织 力学性能 裂纹扩展速率
  • 简介:为有效平衡低压涡轮设计中多个耦合学科间指标冲突,提高低压涡轮综合性能,针对多级低压涡轮多学科设计优化方法进行了研究。全面分析了低压涡轮设计特点,综合考虑了气动、结构、强度寿命多个学科,建立了低压涡轮多学科优化平台。以航空发动机低压涡轮设计为例,以气动效率最高结构质量最轻为目标,基于NS.GA-Ⅱ算法(第二代非支配排序遗传算法)进行了6级低压涡轮多学科优化研究。结果表明:该优化方法可在满足气动强度约束条件下有效提高低压涡轮综合性能,其中气动效率提高了0.243%,结构质量降低了6.131%。

  • 标签: 航空发动机 低压涡轮 轮盘结构 多目标优化 多学科优化 NSGA-II算法
  • 简介:在飞行器结构地面热试验中,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中具有较强应用价值。

  • 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: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: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:通过试验研究理论分析,研究了不同供应压力对气体在管路中充填特性影响。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: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: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中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流通面积分别增大12%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,探明了飞机结构中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:采用浸泡腐蚀方法研究了TC17钛合金在50℃下3.5%盐酸溶液中腐蚀形貌腐蚀速率,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中极化曲线变化及腐蚀速率。研究表明:TC17钛合金在盐酸溶液中耐腐蚀性能降低,试件表面形貌出现明显变化。在50℃下3.5%盐酸溶液中腐蚀深度随时间(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%10.0%盐酸溶液中,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: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
  • 简介:气候环境实验室通过以载冷剂为冷媒翅片管式换热器对空气进行温度处理,可实现室内温度达-55℃~+74℃。在低温环境下,还进行降雪、冻雨、冻雾试验,这将引起换热器结霜。换热器结霜将导致换热性能降低、系统阻力增大问题,不及时除霜将严重影响实验进行。本文从降低结霜影响融霜两个方面提出了适用于以载冷剂为冷媒换热器除霜方案,并进行了实验研究。实验结果表明,结霜换热器能够对来流空气预先除湿,降低结霜影响,通过循环加热换热器内冷媒可在短时间内将换热器加热、融霜。根据实验结果设计了换热器除霜系统,并已成功应用于大型气候环境实验室。

  • 标签: 气候环境实验室 载冷剂 结霜换热器 变片距 除霜
  • 简介:此研究主要致力于提高直升机索降效率。结合ISIGHT优化平台与遗传算法,对直升机索降进行优化。再以C++编程实现设计变量输入及计算结果输出自动化,加强ISIGHT设计优化软件封闭性,保证了优化过程正确有效。计算结果得出优化后索降时间4.1min,较设计初值减少了1min,最终方案重量重心数据始终满足包线要求。经分析得出此优化方法可以有效处理直升机索降顺序优化问题,计算结果可指导用户训练。

  • 标签: 直升机索降 遗传算法 ISIGHT