排序方式: 共有11条查询结果,搜索用时 31 毫秒
1.
航空发动机燃烧室内部高温、气动及噪声等复杂载荷环境是导致火焰筒结构产生裂纹的主要因素之一,掌握火焰筒结构表面载荷特性及其与燃烧参数之间的关系,对于其强度评估非常重要。本文依据某型发动机真实构型设计了典型火焰筒试验件,搭建了模拟燃烧试验平台,发展了热电偶/示温漆组合测温和基于波导管的噪声测试方法,获得了不同燃烧状态下火焰筒表面的温度与噪声载荷分布特征,通过对比试验给出了进口温度、流量、供油量等参数对结构载荷的影响规律。结果表明,火焰筒表面噪声总声压级峰值超过150d B,总声压级、频率特性及分布特征与燃烧状态和结构振动特性等因素相关。 相似文献
2.
3.
介绍利用振动台模拟声激励测试飞机典型结构声S—N曲线的方法及利用该法测试铆接蒙皮结构声S—N曲线的有关试验技术,同时给出了铆接蒙皮—长桁试验件的有关试验结果。 相似文献
4.
DFR、DCR和DSR疲劳损伤分析体系综论 总被引:1,自引:0,他引:1
从结构疲劳破坏的物理现象,分析了DFR、DCR和DSR疲劳损伤分析体系中所遵循的共同规律和各自适应的范围。试图从宏观上分析它们之间的相互联系和差别以及研究问题的方法。 相似文献
5.
7.
复杂耦合载荷环境是导致高速飞行器进气道等部件破坏的重要因素。为预测静力、噪声、热等联合载荷作用下进气道壁板结构的响应特性,进而指导其结构设计及试验,以四边简支典型钛合金壁板结构为研究对象,由薄板大挠度运动方程出发,结合有限元法计算得到钛合金板的热屈曲系数、热模态特性以及预应力作用下的模态特性,利用顺序耦合方法计算壁板的热声响应。利用Newmark时间积分方法对计算进行非线性处理,分析得到壁板中心处的频率响应特性,采用蒙特卡洛法生成时域随机载荷,在此基础上计算得到钛合金壁板在静力、热、噪声联合载荷下的时域响应特性曲线。结果表明:热声载荷作用下,四边简支钛合金壁板结构的临界屈曲温度较低,容易产生屈曲,屈曲后结构的模态和频率均发生改变,其热声响应呈现复杂的非线性特征,静力、热、噪声联合条件下,由于静力的刚度硬化/弱化效应,壁板的热声跳变持续时间较短,且较快进入后屈曲状态。 相似文献
8.
为了解决涡轮转子叶片在温度、离心力和气动/噪声联合载荷作用下的疲劳强度问题,开展了高低周复合载荷谱分解方法和基于高低周载荷的全时域蠕变损伤累积模型研究,提出了同时考虑蠕变损伤、低周疲劳损伤和高周疲劳损伤的耦合疲劳寿命预测方法。同时,通过正交载荷解耦和耦合载荷协调加载控制等关键技术的应用,开发了高温环境下的高低周复合疲劳试验平台。最终,基于设计的涡轮叶片模拟件,完成了耦合疲劳寿命预测和试验验证。结果表明:模拟试件的耦合疲劳寿命试验结果分散系数为1.01,耦合疲劳寿命的预测结果与试验结果偏差小于24%,从而验证了疲劳寿命预测模型的正确性,为我国航空发动机热端部件的疲劳强度设计和验证提供了有效的技术途径。 相似文献
9.
10.
综合载荷环境下高超声速飞行器结构多场联合强度试验技术 总被引:1,自引:1,他引:0
针对当前高超声速飞行器结构综合环境强度验证技术的迫切需求,开展考虑气动力、高温、噪声及机械振动等载荷的多场联合强度试验设计,提出了多系统集成方法,给出了多载荷联合加载解耦方法与控制策略,基于行波管建立了多场联合试验平台,对平台关键环境影响因素进行了分析,给出了具体的解决途径,最后基于该试验平台完成了某舵面构件的气动力/高温/噪声/振动多场联合试验,得到了联合载荷作用下结构应变、加速度及位移等响应的时域与频域变化特征,试验表明,多场联合环境下结构的响应水平较高,结构更容易发生破坏,通过该试验验证了多场联合试验技术的可行性及有效性,可为复杂载荷环境下高超声速飞行器结构的地面强度试验验证提供有力的技术支撑。 相似文献