搜索结果: 61-75 共查到“知识库 飞行器实验技术”相关记录291条 . 查询时间(1.609 秒)
针对飞机故障预测和健康管理系统中提出的损伤扩展预测与结构剩余寿命管理的要求，提出了一种粒子滤波与结构健康监测方法相结合的结构疲劳裂纹扩展预测方法。首先采用ABAQUS_Python二次开发软件，实现了对裂尖奇异单元网格的自动划分，进而得出不同裂纹长度、角度下裂纹尖端处的应力强度因子幅，提出采用二参数的Paris规则建立粒子滤波的状态方程，即损伤及寿命的扩展演化模型；采用基于压电元件和主动Lamb波...
针对运载火箭推力矢量伺服控制系统的多自由度特性问题,提出一种新的负载模拟结构并建立了数学模型。通过仿真分析了主要机械设计参数对系统动态特性的影响。建立原理性实验系统,通过扫频实验验证了伺服机构的多自由度特性。仿真和实验证明了此种负载模拟原理的可行性,从而为优化推力矢量伺服机构的设计参数以及研制大型运载火箭伺服系统的负载模拟系统提供设计依据。
由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点，采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道，在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析，结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征，内压段的压力分布具有两级爬升的特点，且压升较小，流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱，进气道总压恢...
为研究高亚声速下格尼襟翼(GF)对翼型气动性能的影响,采用数值计算方法研究了NACA 8-H-12翼型加装不同高度格尼襟翼后的气动特性。数值计算以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为控制方程,采用有限体积法进行离散,通量计算采用Roe通量差分分裂格式,湍流模型为剪切应力输运(SST) k-ω两方程模型。格尼襟翼高度分别为1%、2%和5%弦长高度,垂直于翼型弦线安装,安装位置分别位...
以航空发动机叶片/轮盘之间的燕尾榫连接结构为研究对象,分析了燕尾榫连接结构接触应力与应变的变化.根据多轴疲劳临界损伤平面原理,在燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命预测研究中引入多轴临界平面法的疲劳损伤参数CCB (Chu-Conle-Bonnen),FS (Fatemi-Socie),MSSR (modified shear stress rang)和SWT (Smith-Watson-Topper)....
为了获得负载系数、电导率等参数变化对超声速磁流体加速效果的影响规律,利用激波风洞,采用氩气与碳酸钾作为工质,电容提供电能的方式,在磁感应强度为0.5T的条件下,进行了不同电容充电电压下的超声速磁流体加速实验研究,并对一维定常理想分段法拉第型磁流体加速模型进行了分析.通过实验获得了不同电容充电电压下#10电极间的电压、电流、负载系数、电导率及#20电极开路电压等数据,在300, 400V电容充电电压...
模型脉冲爆震火箭发动机可爆范围的实验研究
两相爆震 可爆范围 实验研究
2012/4/16
在采用电磁阀控制间歇式供应的脉冲爆震火箭发动机模型上,研究了燃料、氧化剂的喷射占空比、喷射及点火的时序对两相爆震波形成的影响,得出了在一定供应条件下的可爆范围,掌握了控制规律。分析了这些影响的实质在于混合物的当量比和有效混合程度。实验结果表明,燃料/氧化剂喷射占空比应尽可能接近,并保证爆震管的有效填充,在此条件下应尽可能保证喷射相位一致,以达到最好的混合效果。
分析了基于损失的Bayes检验方法和基于风险的SPOT(sequential posterior odd test)方法存在的不足.对装备试验与评价中成败型产品的Bayes序贯检验,在给定的两类风险要求下,建立了基于验后概率的Bayes序贯检验模型(PBSTM),给出了模型的求解算法和实际验后风险的计算公式. 最后结合装备可靠性分析案例,进行了示例分析,从数据上证明了PBSTM模型优越性和有效性....
为了提高N2O单组元推力器预热效果,对推力器结构做出改进,引入内加热的预热模式.在模拟真空环境下开展了内加热式推力器预热试验,以10W功率加热5800s,使催化剂温度达到260℃(533K),证明了内加热模式的可行性及优越性.开展了内加热式N2O单组元推力器系统的三维建模,并利用有限元软件对推力器预热过程进行了分析,得到了推力器结构温度场随时间的变化情况.数值分析结果与试验数据吻合良好,验证了所用...
针对三种叶片:钢丸强化、二次强化和未强化的钛合金叶片进行了振动特性测量和高周疲劳对比试验.通过试验结果,结合断口分析,对三种叶片的固有频率、振型阻尼比、高周疲劳极限及裂纹起源等方面进行了对比研究.研究表明:喷丸后叶片1阶振型阻尼比增大40%～50%,高周疲劳极限提高40%以上,叶片的高周疲劳寿命也相应地提高.从强化机理方面分析了高周疲劳极限得到提高的原因.该积累的试验数据及研究成果可为TC11喷丸...
计学中的预测问题主要是通过对已知数据的分析,找到数据内在的相互依赖关系,从而获得对未知数据的预测能力。该文提出了最小二乘支持向量机参数优化方法———多层动态自适应优化算法,构建了基于最小二乘支持向量机的预测模型,并对Ti 26合金的性能预测进行了研究。结果表明:优化的最小二乘支持向量机具有优秀的小样本数据学习能力和预测能力。
用等效平均损伤模型计算剩余寿命方法的研究
随机载荷 等效损伤 剩余寿命 寿命预测
2012/3/17
分析了复杂载荷下材料的损伤累积过程和疲劳寿命计自身材料疲劳损伤与其不可逆电阻变化响应的联系。疲劳寿命计自身材料疲劳损伤演变、损伤累积过程以电阻变化速率和变化量显示了其全貌。假设其等效平均损伤等一般规律与金属材料的疲劳情况相类似,结合本文给出拟合精度很好的材料应力寿命曲线,得出随机载荷下剩余寿命计算的简便方法,具有较高可信度。初步实验验证很令人满意。
利用边条涡抑制Y形进气道流场畸变
进发匹配 压力畸变 边条涡 风洞实验
2012/3/16
已用于飞机外流流场控制的边条涡技术被首次引入内流场的控制,抑制进气道出口流场畸变,改善进发匹配。针对某型飞机的 Y形进气道,有 3对边条涡片被加装在进气道内,与通常的涡流发生器不同的是,这些涡片被设计来控制整个进气道流场而不是仅仅改善局部的附面层。大量的实验结果证实,这种流场控制措施的改善效果显著,某型飞机的 Y形进气道在亚、跨和超声速等各种飞行速度,及不同攻角、侧滑角和开关放气门等飞行条件下,其...
建立的飞机地面运动数学模型是“可操纵的”,机体有 6个自由度。该模型只要给定操纵信号 ,就能求出前轮和飞机的运动及其相互作用。飞机地面运动模型采用无滑动轮胎模型 ,不再引入任何人为的运动学假设 ,不要事先给定前轮转角 ,不依赖于需要复杂测定的侧向力函数 ,考虑了轮胎的滚动特性。对飞机的地面运动一直沿用瞬时转动中心等价于质心轨迹的曲率中心的假设。研究表明 ,飞机的瞬时转动中心与质心轨迹的曲率中心只在...