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91.
疲劳寿命受到材料内部缺陷的制约,可以通过电位法试验获得微缺口试样的疲劳裂纹扩展规律,进而分析缺陷对材料疲劳寿命的影响。在试验前,需要预先研究试验的主要影响因素。利用COMSOL有限元软件,研究了电流输入点位置和电势差测点位置对试验精度和试验复现性的影响,计算得到不同裂纹前缘形状对应的电位法校核曲线。结果表明:(1)电流输入点位置位于试样平行于裂纹面的上下表面时,可以保证试验的复现性。(2)当测点位于裂纹面的垂直对称面上,且测点距离裂纹面垂直距离为0.06~0.1倍试样宽度时,可以同时满足测试精度和复现性。(3)当裂纹宽度和裂纹深度的比值3时,可以不考虑裂纹前缘形状对校核曲线的影响,当裂纹宽度和裂纹深度的比值≤3时,裂纹前缘形状对校核曲线的影响较大。 相似文献
92.
针对定向凝固(DS)镍基高温合金DZ125开展了850℃条件下不同缺口形式和不同理论应力集中系数(Kt)下的低循环疲劳(LCF)试验研究.利用弹塑性有限元分析缺口根部的应力应变场,并将传统临界距离理论(TCD)及其Kt修正形式引入SWT参数,以此开展缺口试件LCF寿命预测研究.结果表明:高温LCF强度同缺口几何形状关联不大,但具有强的Kt相关性;无论是将尖锐缺口试件作为校准试件还是对临界距离进行平均处理,传统TCD的点方法(PM)及线方法(LM)其寿命预测大于5倍分散带,且预测能力同缺口应力集中程度相关;改进TCD的点方法和线方法可得到小于2倍的分散带,且其预测精度与缺口几何形状无关.由于SWT参数可考虑平均应力(应力比)影响,故根据光滑试件和某Kt下缺口LCF试验数据便可以采用改进TCD预测其他缺口试件在不同应力比下的疲劳寿命,其应用简单、方便. 相似文献
93.
对于应用卫星导航的民用航空运行而言,电离层是一种最为复杂的导航误差影响因素。由于电离层存在模型复杂、异常扰动和闪烁、电离层风暴的特性,尤其在太阳活动期间,可对民航导航带来致命性的影响,影响航空正常运行,国际上针对消除电离层误差提出了单一模型、相对定位以及广域增强等方法,目前国际民航组织也在开展电离层数据收集和构建区域电离层模型的工作。针对电离层形成原因与特性、消除电离层手段、电离层对民用航空导航的影响以及相应的解决措施,提出了民用航空消除电离层误差的方法和设想。 相似文献
94.
针对镍基定向凝固高温合金疲劳寿命的晶体取向相关性,及定向凝固合金涡轮叶片使用过程中的复杂载荷问题,基于循环损伤累积(CDA)方法,引入方向函数修正,并综合考虑应力应变水平、应变比、保载时间及保载形式,建立了ω修正的CDA寿命预测方法。采用定向凝固高温合金DZ125的试验结果进行验证,预测结果与试验数据相比基本落在3倍分散带以内,显示出本文方法较好的适应性。 相似文献
95.
针对空间站等复杂构型航天器迎流面积和气动力矩的快速分析问题,提出一种平面遮挡分析法。该方法在与迎流垂直的方向上,选定一个二维投影平面进行航天器组成单元的划分和二维外形信息的定义;通过标志符、差值函数及相关的单元外形边界搜索规则定义和操作,实现迎流面积和遮挡面积的计算。平面遮挡分析法减少了遮挡分析所需使用的航天器外形信息维度,可以提高遮挡分析的效率。然后给出基于该平面遮挡分析法对迎流面积和压心位置进行计算的数学模型,对使用的气动力矩分析模型进行说明。以一个非对称构型的空间站为例,对相应的迎流面积和气动力矩进行仿真计算和对比验证。结果表明,平面遮挡分析法具有较为明显的计算时间优势,同时具备较高的计算精度。 相似文献
96.
97.
98.
凹坑形非光滑表面的减阻性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究非光滑表面减阻的效果及其机理,采用Realizable(现实)k-ε湍流模型对具有凹坑形状表面的流动情况进行了研究,通过与光滑表面的对比,研究了其减阻效果、壁面剪切应力以及速度矢量分布图. 相似文献
99.
100.
有源相控阵天线广泛应用于弹载、星载、舰载、机载雷达及电子对抗、汽车自动驾驶等领域。按照T/R组件和天线的集成方式不同,相控阵天线分为瓦片式结构和砖块式结构。传统的砖式结构,多路合成体积过大、损耗过高且造价昂贵,采用微组装工艺生产,量产良品率低。介绍了一种瓦片式有源天线,给出了天线样机的典型性能指标,工艺实现简单,具有轻型化、小型化、低成本及高可靠等特点。针对瓦片天线设计中的难点、垂直互联技术和复杂的馈电网络,结合理论分析进行了仿真设计。为了验证相控阵天线的性能,在微波暗室对天线进行了测试。测试结果表明,设计的瓦片天线法向EIRP>31dBW,G/T>-4dB/K,扫描至45°时EIRP>29dBW,G/T>-6dB/K,发射状态功耗小于10W,接收状态功耗小于6W。 相似文献