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141.
发动机飞行任务剖面的主成份聚类法 总被引:2,自引:5,他引:2
本文提出了利用主成份分析对航空发动机飞行任务剖面进行分类的方法 ,并对某战斗机发动机 1 8个飞行任务剖面进行了聚类分析。选取了飞行高度、飞行马赫数、发动机转速以及发动机重心法向过载等 4个参数作为分类的原始依据参数。对上述 4个参数进行主成份分析 ,得到 4个独立的主成份 ,其中第一、二主成份的累积贡献率可达 81 .1 %。因此 ,可以根据主平面内各飞行任务剖面的第一、二主成分的分布情况直观地进行定性地分类。最后 ,本文利用重心法进行了定量的聚类 ,得到了分类的树状图。研究结果表明本文提出的方法是合理可行的 相似文献
142.
丁照祥 《中国民航学院学报》1994,12(3):69-74
将文献[1],[2]中推导出的各段公式归纳为统一的形式。介绍一种求解接触方程的方法,并附有一个计算实例图。 相似文献
143.
为实现国内某型现役军用航空发动机寿命控制与管理,基于实测飞行剖面和任务混频,研究建立了军用航空发动机综合飞行换算率的确定算法和计算流程。考虑温度对材料强度的影响,将应力剖面向同一温度折算,综合应用雨流计数方法、古德曼方法和线性累积损伤方法,加权计算得到了国内某型现役军用航空发动机同时适用于压气机部件和涡轮部件的飞行任务换算率;基于工厂交付试车、部队地面试车、最坏发动机系数和削顶因子等因素,对飞行任务换算率进行修正,计算得到了国内某型现役军用航空发动机综合飞行换算率。工程应用表明,计算得到的综合飞行换算率准确合理,工程适用。 相似文献
144.
145.
146.
一种新的路面不平度模拟方法的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
讨论了一种关于路面不平度模拟信号生成的新方法。根据路面不平度的统计特性,构造出一个下三角滤波器,再由实测信号的统计特征来确定滤波器的值,并利用正态白噪声通过该滤波器来得到所需的信号。实验表明该信号较真实地反映了路面的统计特征,在实际应用中能取得较好的模拟效果。 相似文献
147.
148.
针对中低比转速离心泵,提出了能够统一各种圆弧叶片造型方法的比例因子法,推导了叶型参数的计算公式,分析了比例因子对叶片安放角、叶片长度等的影响,并采用数值模拟方法对不同比例因子下的泵内流场进行了性能预测.结果表明,不同比例因子下的叶型参数、流动参数及性能参数变化范围很大.比例因子较小时,节流损失较大,泵扬程较低;比例因子较大时,脱流损失较大,泵效率较低,存在较优的比例因子区间[0.15,0.35],使叶片安放角平滑变化,泵的综合性能较优,对应的曲率半径比为1.4~1.9.采用Pfleiderer方法及本文的角度平均法获得的叶片安放角变化较为平稳,可用于离心泵的初步设计. 相似文献
149.
7050凹槽铝板激光冲击强化残余应力分布与疲劳寿命 总被引:1,自引:0,他引:1
激光冲击强化(LSP)是改善结构疲劳性能的重要手段,传统数值模拟方法很难模拟复杂结构的多点冲击强化过程。本文利用一种连续动态冲击方法对7050凹槽铝板进行激光冲击强化数值模拟,得到了冲击后稳定的残余应力场,并与试验测量的残余应力相对比,验证了该方法的精度与较高效率。运用4种基于临界平面法的应变模型,最大正应变模型、最大剪应变模型、BM模型和SWT模型分别对未强化件和强化件进行疲劳寿命预测。完成了激光冲击强化件和未强化件的疲劳试验,得到其疲劳寿命。结果表明:寿命预测值与试验结果吻合较好;对未强化件进行平均应力修正后,前3种模型误差分别为31.2%、22.6%和40.7%,而SWT模型的计算结果过于保守;对强化件进行最大正应力修正后,前3种模型误差分别为1.84%、24.0%和46.4%,而SWT模型的计算结果过于危险。 相似文献
150.
利用大型有限元分析软件ANSYS,对空心球与钢管焊接件的温度场和应力应变场进行了三维数值动态模拟。不同阶段具体控制措施的准确运用使焊接模拟这一复杂过程得以实现,有限元分析计算结果表明,由于钢球及钢管弧线方向不易变形,管球焊接焊缝应力水平较高,焊缝较易发生脆性破坏,合理的焊接速度与分段施焊法的应用均能有效降低焊接应力水平。 相似文献