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脉冲星具有很高自转稳定性,利用一组统一参考系统下的脉冲星星历表所构建的高精度时空基准,可对飞行器进行自主导航。目前国内尚未观测给出统一参考下的导航脉冲星星历表,国际上已发布的导航脉冲星星历表是在不同参考系统下建立的,无法直接用于构建时空基准,将影响我国近期开展空间脉冲星导航试验。针对没有原始计时观测数据的情况,提出通过模拟计时观测数据,拟合获得新参考系统下的星历表,实现一组导航脉冲星星历表的参考系统统一。最后分析了基于该方法不同参考下的星历表转换精度,其中,DE200转换为DE436后,脉冲星TOA一年内预报值最大偏差由86.6μs减小为2.3μs。TT(TAI)转换为TT(BIPM15)后,TOA一年内预报值最大偏差由0.326μs减小为0.062μs。基于TEMPO2中transform插件可实现不同参考坐标时下星历表精准转换,转换误差小于6 ns,可忽略不计。参考系统DE421/TT(TAI)/TDB转化为DE436/TT(BIPM15)/TCB后,TOA一年内的预报最大偏差降低为0.047μs。 相似文献
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三浮陀螺仪对磁悬浮定中精度提出ε≤0.27 μm要求,位移信号采集电路的灵敏度应该高于该要求,电路设计目标定为0.09μm,可以从位置信号采集电路L-R电桥、调理电路和A/D转换电路三部分保证这一目标.给出了两种最佳匹配电阻的估算方法,基于实测电感带入经典公式估算法和电磁仿真软件FLUX估算法,结果表明实验测试的最佳匹配电阻一般高于估算值约30%.推导了调理电路性能指标和A/D转换电路位数与定中精度的关系,结合试验验证了电路设计指标优于0.09μm,完成电路设计任务. 相似文献
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针对高速热流环境下薄壁结构随机振动应力响应变化规律与疲劳失效问题,进行了数值仿真计算与高温随机振动试验。通过对比仿真计算结果与试验结果发现模态误差小于28%,应力响应误差小于4%。结构疲劳失效时间误差小于3 430 s,验证了此仿真方法的可用性与准确性。使用该数值仿真方法,基于耦合的FEM/BEM(有限元/边界元)理论,通过Fluent软件模拟高速热流环境,实现了高速热流环境下薄壁结构随机振动应力响应的计算。获取了薄壁结构在不同振动量级与热流环境影响下动力学响应与疲劳失效时间。分析不同环境温度各流速下结构热随机振动应力响应及疲劳失效时间变化规律,并阐述造成这种变化的原因。完成的工作可对高速热流环境下薄壁结构热随机振动疲劳失效时间预估提供参考依据。 相似文献
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通过设计正交试验,研究了IC10高温合金在缓进磨削过程中磨削工艺参数及表面粗糙度对疲劳寿命的影响规律,建立了工艺参数对磨削表面粗糙度及疲劳寿命影响的映射关系模型,并以表面粗糙度、疲劳寿命、材料去除率为优化目标进行了IC10高温合金缓进磨削工艺参数多目标优化。研究表明,IC10高温合金磨削工件疲劳寿命随砂轮线速度的增加而增加,随工件进给速度和磨削深度的增加而减小,且疲劳寿命随砂轮线速度的变化最为敏感,工件进给速度次之,对磨削深度的变化敏感度最低。当表面粗糙度Ra由0.44μm增大到0.94μm时,磨削工件疲劳寿命由9.69×106降低到1.25×106,减小了约87.1%,这表明磨削表面粗糙度对磨削疲劳寿命的影响非常显著。在综合考虑磨削表面粗糙度、疲劳寿命、材料去除率的情况下,通过多目标优化得到IC10高温合金缓进磨削工艺参数为:砂轮线速度vs=20m/s,工件进给速度vw=117mm/min,磨削深度ap=0.48mm。 相似文献
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航空发动机涡轮叶片疲劳—蠕变寿命试验技术研究 总被引:2,自引:1,他引:2
涡轮叶片是航空发动机工作环境最恶劣,结构最复杂的零件之一,也是发动机断裂故障多发件之一。由于发动机工作时涡轮叶片始终在高温下承受复合载荷的作用,因此在涡轮叶片定寿中,不能将叶片的蠕变和疲劳寿命割裂开,而必须充分考虑疲劳—蠕变交互作用的影响。目前理论上对结构疲劳—蠕变寿命的预测方法还很不完善,故对涡轮叶片开展疲劳—蠕变寿命试验研究是叶片设计和定寿工作中的重要环节。本文对涡轮叶片疲劳—蠕变试验技术进行了综合论述。文中特别强调了试验载荷谱确定和叶片模拟试验件设计的关键技术环节,同时还介绍了一种专门适用于叶片疲劳—蠕变试验的基于机电伺服加载系统的疲劳蠕变综合试验器。 相似文献
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应力严重系数法在定翼机机体寿命计算中已有成功应用,然而对于以高周损伤为主的直升机动部件(如主桨叶)一般均依靠6件全尺寸疲劳试验的方法进行定寿。这不仅需要大量经费,而且也要很长的周期。本文绕开全尺寸疲劳试验这一大的环节,根据相应材料特性数据,采用应力严重系数法对直8型机主桨叶根部接头进行寿命评估。文中给出的方法简单,精度较好,便于工程应用。 相似文献
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为了提高航空叶片疲劳寿命预测的精度,本文探讨了随机载荷的块模拟技术;推导出了块谱划分的等效损伤数学模型;组建APPLEⅡ接口系统,用6502大汇编语言程序解决了振动谱的高频振动和综合场数据的快速处理,利用数学模型编程得到了适用于程控疲劳试验所需的块谱。 相似文献
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TC17合金弯曲振动超高周疲劳试验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对航空发动机压气机叶片用TC17合金的超高周疲劳性能数据需求,自主设计超高频板材试样并在电动振动台上开展弯曲振动疲劳测试,获取了109循环数范围内的超高周疲劳S-N曲线,并通过升降法得到了该合金109循环数对应的疲劳极限强度,在实际测试过程中有效激振频率达到1756 Hz左右。此外,与相同材料的常规疲劳试验结果进行了对比分析。结果表明:超高频弯曲振动疲劳试验结果与常规疲劳试验结果的变化趋势保持一致,尤其是在超高周寿命区间的测试结果的接近程度较高;超高频弯曲振动试验方法在提高测试效率的同时保证了结果的可靠性。 相似文献
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为了确定航空发动机压气机轴向扩压器叶片断裂故障的断裂性质和产生原因,通过外观检查、断口分析、组织检查、硬
度测试等手段进行初步检验,并从材料、设计、加工以及环境方面进行详细的故障分析。结果表明:轴向扩压器叶片断裂故障为高
周疲劳断裂。在航空发动机工作状态下轴向扩压器发生共振,且在工作温度下轴向扩压器叶尖与后盖为过盈配合,此时叶尖与后盖
发生刮摩,叶尖出现毛刺及划痕,在轴向扩压器叶片从靠近叶尖的共振节线处共振应力最大点的叶盆侧开始产生裂纹,最终发生高
周疲劳断裂。建议增大轴向扩压器叶片厚度与前、后缘圆角和轴向扩压器叶片与后盖之间的配合间隙,以避免类似故障发生。 相似文献
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压气机叶片复合疲劳试验系统的设计及疲劳寿命分析 总被引:2,自引:0,他引:2
为了模拟航空发动机工作典型状况,研究高低周复合疲劳对某型一级压气机叶片疲劳性能的影响,设计了高低周复合疲劳试验系统,进行了复合疲劳试验,振动试验及仿真分析;确定了叶片一阶振动频率为1530Hz,得出复合疲劳试验较纯低周加载缩短叶片寿命的作用高达586%。通过分析中值S N曲线和P S N曲线, S N曲线拟合系数高达099。通过对复合疲劳试验后的叶片断口进行分析,叶片断口的宏观和微观性状均出现了明显的疲劳源、高周扩展区、低周扩展区以及瞬断区,找到了叶片的断裂经历了高低周复合疲劳作用形成的明显特征区,最后说明了复合疲劳试验系统设计的合理性和可行性。 相似文献
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某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验 总被引:1,自引:2,他引:1
以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。 相似文献
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涡轮叶片高温多轴低周疲劳/蠕变寿命研究 总被引:3,自引:1,他引:3
针对航空发动机涡轮转子叶片工作环境,对Manson-Coffin多轴疲劳预测方程和SWT(Smith-Waston-Topper)公式进行修正,同时采用尚德广多轴疲劳损伤参量,给出涡轮叶片新的疲劳寿命预测方法,以适应涡轮叶片高温变幅非比例加载下疲劳损伤情况.通过算例计算了某涡轮叶片疲劳寿命及1000 h的总损伤,与叶片实际疲劳破坏相吻合,验证该高温多轴疲劳损伤计算模型的合理性和可行性. 相似文献