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1.
为确定单机飞-续-飞谱下的裂纹扩展规律,采用7B04-T6铝合金CCT试件进行了两种应力比下的等幅谱裂纹扩展试验、三种单机飞-续-飞谱下的裂纹扩展试验。给出了等幅谱下裂纹稳定扩展阶段的Paris公式拟合参数;飞-续-飞谱下裂纹扩展数据以块为单位,参照Paris公式,给出了裂纹稳定扩展阶段的拟合参数。结果表明,飞-续-飞谱下Paris公式中的指数n与谱明显相关,可反映飞-续-飞谱的强度。 相似文献
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带动力模型自由飞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
主要阐述带动力模型自由飞的技术难题,诸如相似准则、螺旋桨的动力模拟及滑流模拟、陀螺力矩的模拟,燃油变化对尾旋试验影响的以及模型的起飞与回收等问题,最后,以CJ-6及N-5飞机带动力模型自由飞的失速/尾旋试验为例,说明解决问题的有效性,试飞证明,试验结果与真实飞机的结果相关性好。 相似文献
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目前,采用等幅谱或程序块谱已经不足以表征载荷的相互影响,随着数据处理方法与试验能力的发展,疲劳试验大多采用变幅载荷。本文介绍了突风飞-续-飞试验载荷谱,疲劳试验载荷谱的编制原则是:既要尽可能做到载荷真实,又要与计划的研制进度和试验设备能力限制相协调。这种谱不依赖于损伤模型假设,通过统计分析确定载荷的频率和幅值。 相似文献
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加筋板广布疲劳损伤裂纹扩展研究 总被引:1,自引:0,他引:1
给出了加筋板广布疲劳损伤裂纹扩展预测计算方法。用Walker扩展方程和Willenborg-Chang扩展模型为根据,考虑裂纹之间相互影响和用循环接循环进行裂纹累积。最后给出了随机谱下多裂纹扩展计算和恒幅谱及程序块谱下多裂纹扩展试验与预测计算比较。 相似文献
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本文研究了载除载荷谱中低载对全机结构各部位裂纹扩展寿命的影响。指出寿命误差主要取决于开裂结构的材料参数,而应力谱谱型与开裂部位的影响则可忽略不计,。同时,将全机结构各部位寿命误差ε的计算简化为仅对收音机几种材料下的裂纹扩展比CR,tp的计算,并且仅按材料选取裂纹扩展寿命对比试验部位,从而极大地缩短了谱低截截除论证的计算和试验周期。LC4铝合金及30CrMnSiNi2A合金钢的计算结果与试验结果相当 相似文献
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随机谱载荷下含多裂纹结构的概率断裂力学可靠性模型 总被引:8,自引:0,他引:8
通过将结构疲劳裂纹在随机谱载荷下的扩展作为一个时间离散的随机过程处理,建立了一个估计各载荷谱周期末的裂纹长度概率分布的裂纹扩展概率断裂力学计算方法。当已知结构裂纹扩展引起的载荷重新分配时,该方法可以给出多裂纹结构随时间变化的各个裂纹的长度的概率分布。在此基础上,本文建立了一个多裂纹结构裂纹相互干扰情况下的结构可靠性模型,并给出了一个简单的算例。 相似文献
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起落架结构损伤容限设计初步探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
本文探讨了有关起落架结构损伤容限设计的强度设计逻辑程序。给出了损伤容限要求,疲劳使用载荷谱及环境腐蚀影响的疲劳分散系数,以及依据表面裂纹长度估算深度公式。探讨了用由裂纹扩展速率积分而得的S-N曲线按Miner理论进行结构断裂分析方法。给出了用裂纹扩展增量描述的疲劳损伤,以及按裂纹扩展损伤等效原则的试验应力谱折算公式。 相似文献
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在多通道自动协调加载系统上实现飞行顺序随机的飞-续-飞试验载荷谱 总被引:1,自引:1,他引:0
<正> 从美国引进的多通道自动协调加载系统,主要用于做全机多通道结构疲劳试验。但它的数据库软件只能建立给定顺序的试验载荷谱,不能生成随机数序列,因而也就不能生成飞行顺序随机的飞-续-飞试验载荷谱。 相似文献
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研究了直升机由悬停转前飞的过渡飞行中高度和速度变化。首先研究了计算方法,并以 S A365 N 型直升机为例进行了核算比较,验证了分析方法的可行性和合理性;最后对一般直升机在各种发动机故障状态及操纵输入进行了分析计算, 得出了一些有意义的结论,这些结论将为今后的实际飞行提供有益的指导。 相似文献
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非线性滤波方法及其在飞行状态及参数估计中的应用 总被引:4,自引:0,他引:4
基于非线性系统高阶近似的思想,提出一种比推广卡尔曼滤波(EKF)更接近非线性系统本质的近似滤波方法,并应用于飞行状态的参数估计(或称为飞行轨迹重构)问题。仿真和实际飞行数据计算结果表明:提出的非线性近似滤波方法比EKF有更高的估计精度和更好的鲁棒性,对飞机机动形状、数据长度要求不高,滤波收敛速度快。利用飞行状态估计数学模型的具体特点,使计算量和存储量大幅度减少。该方法应用于非线性较强的飞行状态及参数估计问题。可得到比EKF更好的结果。 相似文献
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用于飞行仿真的二维紊流场的数字生成法 总被引:3,自引:1,他引:3
在飞行仿真的某些特殊情况(例如编队飞行、空中加油情况)下有必要生成二维紊流场,其中的紊流速度是两个坐标(例如沿飞行方向的x和沿翼展方向的y)的随机函数。在已有的一维紊流场生成技术的基础上,本文提出了一种简易而有效的生成二维紊流场,即在矩形网络上生成紊流速度序列的方法。经抽样检验,这样生成的紊流场的相关函数基本上符合紊流模型的相关特性,因而证实了该方法的可行性。还讨论了在飞行仿真中二维紊流生成器的两种运行方式——在线式和离线式。 相似文献
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按CCAR-23部适航审定要求对LE-500飞机进行了尾旋试飞。结合LE-500飞机试飞实践,阐述了尾旋试飞的进入和改出,以及退出俯冲的具体操作方法。就尾旋试飞的全过程,即从试飞前的准备到空中实施动作及安全注意事项等进行了总结,提出了新研制的小型飞机尾旋试飞工作的程序和建议。 相似文献
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2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究 总被引:3,自引:0,他引:3
风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)技术是在风洞环境中对飞行器机动运动最逼真模拟的物理过程,它不仅可以更加有效模拟飞行器的机动运动过程、获取气动/运动耦合特性和揭示气动/运动耦合机理,而且能够实现气动/飞行力学集成的相容性研究。鉴于此,简要介绍了2.4 m跨声速WTBVFT技术,包括:相似准则和模拟方法、试验模型支撑技术、气动/运动参数测试技术和操纵控制技术等,并开展了典型导弹模型开环控制、姿态角闭环控制、加速度闭环控制、俯仰/滚转耦合与解耦控制以及靶试弹道验证等WTBVFT。研究结果表明:WTBVFT系统运动灵活,气动参数和运动参数测量结果准确可靠,能够有效模拟导弹实际飞行过程,具备闭环控制与耦合运动解耦控制的试验模拟能力,初步形成了气动/飞行力学一体化试验研究能力。同时,该研究也为开展控制方法优化与验证、数据修正与应用以及发展复杂构型的WTBVFT奠定了技术基础。 相似文献
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郭之鑫 《民用飞机设计与研究》2020,(4):125-131
飞行模拟机数据包试飞用于获取飞行模拟机研制及鉴定所需的试飞数据,涉及多项试飞科目。为提高试飞效率、降低试飞成本,针对飞行模拟机数据包试飞与型号试飞的优化结合方法进行了研究。通过分析飞行模拟机研制进度要求、型号试飞规划、型号构型到位计划,以及飞行模拟机数据包试飞和型号试飞各试飞科目的试飞要求等要素,分别在试飞科目分析阶段和试验点分析阶段提出了不同的优化结合原则,包括试飞方法相似原则、科目类别相似原则、前置试验满足原则及构型要求兼顾原则。并给出了直接结合、试验点连续结合、形态变换结合及架次结合四种优化结合方法,以及优化结合方法所适用的飞行模拟机数据包试飞阶段。该优化结合方法已在实际型号飞行模拟机数据包试飞任务规划中得到应用,起到了减少试飞任务量的作用。 相似文献
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本文简要介绍了某型直升机操纵性与稳定性飞行试验的原理、试飞方法及数据处理技术。给出了换算到标准条件下的一些试验结果,并与军用直升机飞行品质规范CJB902-90的有关要求进行了对比,提出了客观的可供借鉴的试飞结论。 相似文献