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在南京航空航天大学低我洞中用前缘后掠角分别为65°和70°三角翼模型,采用不同厚度和不同位置安装的类似后横向支架进行过失速非定常破碎涡的测定实验,涡及破碎点位置由TiCl4烟流显示,并用相机记录。实验表明,在非定常过失速情况下,涡的破碎位置和非定常气动力一样具有迟滞环特性。 相似文献
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利用橡胶缓冲绳的非线性特性,模拟运载火箭飞行过载,并通过测试加速度传递率,获得具有非线性内减震器的陀螺平台系统0-17g过载下的动态特性。 相似文献
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江治俊 《中国民航飞行学院学报》2010,21(5):29-31
基于对安装支架裂纹失效机理的分析,展开对焊接修复方案及其工艺进行研究。研究内容包括提出焊接修复方案,原件材料性能分析,确定焊接方法、焊接材料以及相关工艺措施,并对原件焊缝和修复焊缝的机械性能进行对比分析。实际使用情况证明,安装支架焊接修复获得了成功. 相似文献
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仪器舱惯组支架角振动传递特性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
大型的仪器舱角振动试验对试验能力提出了新要求,仿真计算十分必要。建立了仪器舱和惯组小系统的有限元模型,研究了惯组系统置于仪器舱支架上后角振动传递特性的变化规律,分析了线角交联响应特性。分析表明,放置于支架上的惯组角振动传递特性变得恶劣,而且线振动输入下交联响应较大。研究结论对于仪器舱角振动试验的实施具有很大价值。 相似文献
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以铝制圆筒自由梁为研究对象,建立了磁流变阻尼器振动实验系统,研究了磁流变阻尼器对结构振动特性的影响以及磁流变阻尼器的减振特性。比较了在有无磁流变阻尼器和阻尼器控制电压不同的情况下结构的频响函数,分别以正弦信号和随机信号对梁进行激励,测试了梁在阻尼器不同工况条件下的振动响应。研究结果表明:仅在较窄的频段内,磁流变阻尼器能够改变梁的振动特性,降低频响函数的幅值;在结构振动的低频区,磁流变阻尼器减振效果明显,在高频区对结构的振动响应影响不大。 相似文献
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本文给出了 FL-8风洞中螺旋桨处于不同位置的三个飞机模型支架干扰实验结果,分析了影响带螺旋桨动力的飞机模型支架干扰的因素。实验表明,由于螺旋桨滑流的诱导和夹带作用,使腹撑支杆附近的气流沿轴向加速;由于模型支杆的存在,将影响螺旋桨滑流的空间位置和尺寸,这些都将影响支架干扰量的大小,因此,一般不能用无螺旋桨动力模型的支架干扰数据代替有螺旋桨动力模型的支架干扰数据。实验结果还表明,滑流存在对阻力、俯仰力矩支架干扰有一定影响,其影响量与螺旋桨的位置和拉力系数有关。滑流对升力、滚转力矩和偏航力矩支架干扰无明显影响。除单发右停顺状态外,滑流对侧向力支架干扰无明显影响。 相似文献
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桥梁结构的力学特性测试与分析计算 总被引:2,自引:0,他引:2
对某桥梁进行了实测和理论分析,概述了它的力学特性测试及分析计算的现有技术,总结了通过试验及计算进行桥梁检测和评估的难点,以及进行桥梁整体结构和局部损伤研究的一种途径和方法。 相似文献
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大流量气调式气体减压器是飞行器地面试验系统的关键设备,针对减压器在大流量长程试验过程中出现的出口压力上漂问题进行了建模分析、控制系统设计与试验验证。对减压器活动组件进行力学分析,建立活动组件稳态工作模型,分析得到由于气源压力下降导致了减压器出口压力上漂,并可以通过调节控制腔压力的方式加以抑制。基于可编程逻辑控制器(PLC)设计了一套压力反馈式控制系统,通过传感器采集出口压力信号,并利用带有高速电磁阀的增压罐对控制腔气体压力进行调节,实现了对出口压力的自动稳定控制。在16~27kg/s的气体质量流量下,长程试验结果表明,该控制系统工作稳定可靠,成功地抑制了减压器出口压力的上漂。 相似文献
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综合考虑随机性和不确定性构建了蒙特卡罗飞行仿真实验系统,探讨了蒙特卡罗飞行仿真实验的具体步骤;建立了结冰条件下基于四元数法的飞机本体六自由度运动方程;研究了结冰后人-机-环系统的动态响应,对直观反映结冰后运动状态的飞行参数进行了分析;基于相对速度和迎角超限构建了飞行风险发生的判定条件;量化研究了一维飞参极值样本的统计分布特性,结果表明二组极值样本的峰度系数均大于3,说明二组极值样本均有比正态分布更长的尾部,验证了相对速度极值和迎角极值均具有厚尾分布的特征。 相似文献
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复合材料桁架式发动机支架改型设计分析 总被引:1,自引:0,他引:1
采用DFH-3改进型平台的卫星变轨发动机支架直接安装在承力筒下锥段的内壁,要求在正弦振动载荷条件下,变轨发动机安装法兰面的最大加速度响应(5Hz~100Hz范围内)不得超过3g。针对上述条件,本文对DFH-3改进型平台变轨发动机支架直接继承现有产品的可行性进行了分析,并对几种可能的设计变更方式进行了分析,最终得到了对变轨发动机支架结构进行加强的优选方案。 相似文献
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介绍压力场测试中所采用的压电压力传感器的标定方法。压力场测试中所采用的传感器是一种以压电晶体做敏感元件的压力传感器,它可以将压力讯号直接转换成电荷输出,其输出量与被测量压力成正比。该传感器具有较大的测压范围、较好的线性、快速的上升时间、高的压力-电荷灵敏度和较小的几何尺寸。给出了压电压力传感器的实验室标定方法和野外使用环境条件下的现场标定方法,并进行了对比研究。 相似文献
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燃烧加热器是超燃冲压发动机研究的主要试验设备.试验气体包括氢气、氧气、空气和氮气等,需要调节控制的参数为试验气体的压力、流量.根据燃烧加热器的控制需求,设计了一套以工业控制计算机为核心的实用并且兼顾可靠性要求的控制系统.采用自适应Fuzzy-PI的控制方法对试验气体压力进行压力控制,在常规PI控制器的基础上,对控制器的比例系数K_p和积分系数K_l进行在线调整,使控制器既满足响应快、超凋小、稳定时间短的要求,又提高稳态控制精度.取得了较好的控制效果. 相似文献
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介绍了针对某车载气动试验设备中配置的特种高压调压阀而开发的一种控制算法,目的是将调压阀用于快速开关定位控制与压力调节双重任务.配置有快速阀和调压阀的系统,对调节过渡时间有严格的要求.调压阀用于根据实际系统工艺的要求,改变调压阀后的压力,以跟踪系统气源压力的变化.快速阀用于快速接通系统工作介质.由于受车载空间限制,通过本方案的改造,可以使系统不需使用快速阀,减小系统空间的占用,适合车载系统等对空间要求苛刻的场所.笔者提出的调压阀快速开关控制算法,经过实际验证,证明方法可行,效果良好,满足实际的需要. 相似文献
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结合国家高技术研究发展计划课题“风力机先进翼型族的设计与试验研究”,针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞(NF-3风洞)开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究.采用S809风力机翼型模型,在雷诺数0.75×106和1.4×106、迎角-2°~+18°条件下,通过改变模型3个平均迎角、3个振荡频率和2个振幅角等状态,进行了动态测压试验,并与静态测压及国外试验结果进行了对比.结果表明:NF-3风洞研制的试验设备,采用的数据采集和处理方法能够应用于风力机翼型的动态测压试验,并可推广应用于其他的翼型动态测压试验研究. 相似文献
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采用流动显示和压力测量两种手段对应用于脉冲爆震发动机的三种不同阻塞比孔板型气动阀进行了试验研究.研究结果表明,在不存在燃烧的流场里,孔板型气动阀具有较强的阻隔压力波动的能力;然而对于采用自适应供油的脉冲爆震发动机,发动机点火后,由于压差,燃油液雾必然向上游流动,孔板型气动阀将处于可燃混合物中,较强的燃烧火焰穿越孔板时,孔板将担当起射流点火的作用,从而加速火焰的传播,最终破坏孔板阻隔压力回传的作用;增大孔板阻塞比可以减少燃油液雾的反流量,这有助于爆震室对进气系统的影响. 相似文献