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一.引言多年来美国国家标准局(N.B.S)已意识到增添产生大力设备的需要,此设备将适宜试验大型全尺寸结构件和校验大型测力设备,为满足这些要求,作了一个设计和制造12000000磅(5450吨)万能试验机的计划和同时计划在马里兰州盖茨堡城建成工程机械实验室(图1)。 相似文献
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轴对称矢量喷管作动系统矢量偏转受载特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对轴对称矢量喷管实际工作时A9作动筒负载未知问题,提出了结合轴对称矢量喷管空间运动学模型和矢量偏转CFD模型的耦合建模方法。首先根据CFD计算求解喷管扩张调节片受载情况,然后由运动学模型确定偏转过程各调节机构空间位姿,最后结合受力分析、力矩分析建立矢量喷管A9作动系统受载分析力学模型,解得A9作动筒受载情况。仿真结果表明:随着发动机工作状态的增加,完成相同的矢量偏转角度,A9作动筒输出力不断增大;A9作动筒输出力随矢量偏转角增大而增大,随矢量方位角变化呈现正弦周期性变化。该方法可为矢量喷管作动系统地面加载试验提供载荷谱,具有重要的工程应用价值。 相似文献
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某型航空发动机喷口收放作动筒是裂纹故障多发部位。对作动筒典型失效件进行了断口分析。发现裂纹故障是由于孔边部位表面容易发生应力腐蚀开裂。进一步对显微组织和断面能谱进行分析,发现作动筒材质合乎要求,腐蚀主要是由于使用环境因素造成的。研究结果对于该作动筒的故障分析及预防具有重要的意义。 相似文献
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某型飞机作动筒剩余行程超差问题分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某型飞机作动筒剩余行程超差问题,通过对收放作动筒、起落架主支柱外筒、机翼精加工误差及设计理论剩余行程等方面的分析,得出是综合性误差积累造成超差。 相似文献
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建立了大位移压电固体作动筒(Piezoelectric induced strain actuator, PZT ISA)的动力学模型。探讨了压电固体作动筒在结构应用中的力学驱动模型,研究了压电作动筒和结构之间的驱动传递关系,以及在结构应用中获得最大输出位移和最大作用力的匹配关系;研究了利用压电作动筒驱动直升机伺服襟翼的一种初步构想以及机械放大机构,用于替代现有的液压装置,对旋翼进行主动减震降噪。同时在不同的频率及负载下,对压电作动筒的驱动性能进行了实验,并作了讨论。结论表明:利用压电作动筒作为直升机伺服襟翼控制的驱动器件,可以实现对伺服襟翼的主动变形及振动控制。 相似文献
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冲压空气涡轮(Ram air turbine,RAT)作动筒属于飞机应急备份系统的一部分,故障检测数据少;且由于其属于机电液混合的复杂系统,故障原因隐蔽,因此难以确定导致RAT作动筒故障的原因.针对以上问题,提出了基于Modelica仿真的RAT作动筒故障原因分析.首先,根据RAT作动筒的结构和工作原理建立其Model... 相似文献
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冲压空气涡轮(Ramjet air turbine,RAT)在紧急情况下释放能够为飞机提供所需的电能和液压动力,从而保证飞机安全。RAT系统能否在规定时间内顺利释放是保证飞机安全的关键,其释放速度主要靠作动筒的阻尼孔来控制,但是目前国内在RAT作动筒阻尼孔的设计方面缺乏研究。为此,利用仿真技术,开展了RAT系统作动筒阻尼孔的设计研究。首先根据RAT作动筒的结构和工作原理,使用AMESim建立了RAT作动筒模型,并验证了模型的正确性。AMESim是一种基于物理模型的建模仿真平台,其中包含液压元件设计库、动力传动库等,在液压系统的建模仿真方面应用十分广泛。然后通过仿真试验,研究了阻尼孔的设计对RAT释放时间的影响规律及程度。最后,针对支线飞机和小型飞机的RAT释放时间要求(0.6~0.8 s),对阻尼孔进行了最优设计,从而为RAT系统作动筒阻尼孔的设计工作提供支持。 相似文献
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筒段边界对大直径贮箱椭球箱底的内压稳定性影响研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《强度与环境》2015,(5)
基于薄膜理论得到的椭球箱底应力分布没有考虑筒段边界的影响,不能真实反映椭球箱底/筒段结构的应力状态。利用有限元方法得到大直径贮箱椭球底/筒段结构的临界失稳载荷及负应力分布,同时进行材料的线性和非线性稳定性计算,得到椭球底/筒段结构的弹性和塑性临界屈曲模数。研究结果表明:筒段边界对椭球箱底环向屈曲存在抑制作用,筒段边界的存在导致箱底弹性临界失稳载荷较理论值偏大22.5%,环向负应力区域会向箱底顶端方向偏移,最大值出现在箱底赤道线偏上;椭球底/筒段结构的弹性临界屈曲模数为1.52,较理论值1.414大7.5%;材料进入塑性后,塑性变形将有助于缓解椭球箱底/筒段结构的塑性屈曲,塑性临界屈曲模数将高于弹性临界屈曲模数。 相似文献
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一前言在运载火箭结构的静力试验中,轴压或轴压—弯矩联合试验的情况是很多的。实现轴压,尤其是实现轴压一弯矩的加载设备,通常是用带有两个侧耳的加力帽、拉杆系统、测力计、作动筒,并连接在承力地板的承力点上,用力源控制作动筒行程实现的(图1)。 相似文献
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大变形条件下机翼法向载荷的随动加载技术 总被引:2,自引:0,他引:2
在静强度试验中大展弦比机翼的变形量会随加载级数的增加而增大,机翼法向载荷方向也会随之发生变化。为提高机翼在大变形条件下法向载荷加载的准确性,本文以机翼为研究对象,考虑其非线性变形的特点,提出了一种随动加载技术,即随着机翼的变形,作用在机翼上的法向载荷作动筒的方向也随之调整变化,保证机翼所受载荷始终沿法向,同时设计了验证试验进行验证。试验结果表明,该随动加载技术可用于大变形机翼法向载荷加载,为机翼静强度试验加载提供了一种新的方法。 相似文献
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为了保证大型天线结构的精度,可采用智能结构控制天线形变规律。这样可以大大降低结构的重量并使结构具有更高的形状精度。为使智能天线结构处于最佳工作状态,针对智能抛物面天线结构,建立了以反射面的半光程差的平方和为首要目标,以作动器能耗最小为次要目标的分层优化模型,优化模型同时考虑结构强度约束和作动器性态约束。模型转化为两个序列二次规划问题进行求解,实现了对智能抛物面天线的准静态形状最优控制。对某6米天线结构进行了最优调控和讨论。按该模型进行调控,可以使天线在任意方向的任意载荷下实现保型调控,并使调控能耗最小。表明可以用较少的作动器实现大型天线结构的高精度控制。 相似文献
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直升机某部件飞行状态的载荷分布特点研究 总被引:1,自引:0,他引:1
结合直升机的飞行载荷特点及使用要求,采用某型直升机动部件飞行测量载荷数据,经过“三峰谷点”雨流计数法统计处理,对飞行中实测到的183个飞行状态分别进行统计处理,假设检验及回归分析,确定了每个飞行状态的载荷分布类型及飞行状态的损伤,最后压缩归并成对直升机某动部件产生较大损伤的18种飞行状态,并提出了飞行状态中载荷的分布类型对直升机动部件的寿命有较大的影响。 相似文献
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《强度与环境》1974,(1)
各种分析结果已经指出:载荷偏心率对轴压下桁条加劲壳的边界影响很重要。为此,完成了试验研究,以验证载荷偏心率对全桁条加劲筒壳皱损的影响。按照两个一组、三个一组、甚至四个一组的分组情况,加工制造了几乎一样的壳体,它们实际上仅在加载偏心率上有所不同。通过各种不同的夹具施加偏心载荷,这种夹具也能经验性地佔价各种端面约束程度。把壳体偏心加载下的实验皱损载荷与通过相同壳体蒙皮中心加载的试验结果以及其它研究报告所发展的非线性理论估算值作了比较。试验结果表明:载荷偏心确实对皱损载荷影响很大,然而这种影响特别和壳体的具体情况,桁条的几何特性以及加载的精确方式有关。估算有关壳体和桁条几何特性对载荷偏心现象影响的问题也包括在参数研究中。 相似文献
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直升机前飞时,气动环境会导致不同方位角的桨叶出现气动载荷的瞬间不对称,通过基础结构传递会在机身形成大幅度的低频振动。为了消除多方向幅值变化的振动力,利用结构响应主动控制原理,设计了基于x-LMS算法的主动消振电力作动器系统,并进行了减振实验。首先,通过比较确定了单台作动器中两台电机同向旋转的方案。通过两台作动器的组合使用,推导出输出力的数学模型。其次,采用负载相位差交叉耦合的控制策略设计系统控制框图。针对存在耦合的相位外环,通过回差阵特征值法确定满足系统稳定裕度要求的参数范围,再根据灵敏度函数和输入跟踪性能在所得的参数稳定域内寻找最优解。然后,提出了基于x-LMS算法的直升机主动振动控制系统,并通过仿真验证了该系统的减振效果。最后,研制的实验样机进行了动稳态实验以及减振实验,验证了系统的实际减振效果。 相似文献
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<正>在某新型号火箭研制过程中,北京强度环境研究所承担用于该火箭各种气瓶减振的金属减振器的研制任务。按照设计要求,该减振器降低气瓶所受振动的量级,改善其力学环境。目前 相似文献
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应用超声疲劳试验机对铸铝合金2-AS5U3G-Y35在扭转和拉压循环载荷下进行了超高周疲劳性能测试.介绍了超声扭转疲劳试验装置的设计.应用35 Hz常规疲劳试验机和20 kHz的超声疲劳试验机完成应力比R=-1的拉压、扭转疲劳试验,进而研究不同载荷条件、加载频率对铸铝合金超高周疲劳性能的影响.S-N曲线显示,铝合金在105~1010疲劳周次间仍发生疲劳断裂,不存在疲劳极限.断口分析表明,在超高周循环拉压载荷下,疲劳裂纹常萌生于试样次表面材料内部缩孔.与循环拉压载荷下的疲劳断裂机理不同,在循环扭转载荷下疲劳裂纹主要萌生于试样表面,疲劳断裂面为一种典型的沿试样轴向45°的螺旋面,即沿最大主应力平面断裂.扭转疲劳断面清晰的剪切条带表明扭转疲劳断裂实质上是剪切断裂. 相似文献