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结构的动态损伤监控是保证结构运行安全、保证结构试验顺利进行的重要措施之一。在位、非接触式结构动态损伤的实时监控技术,可及时发现和跟踪监控结构损伤的发生发展,可预防意外事故发生,同时可为结构损伤容限设计、耐久性设计、检测周期制定提供重要参考依据。 相似文献
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1985年10月在贵州召开了第三届中国航空学会发动机结构、强度、振动学术会议,会上宣读了78篇论文。这次会议的特点是结合生产、使用、研制的论文较多,如疲劳寿命的予测、试验评定、外场振动监控等。设计、生产和使用单位都提出了密切联系实际的报告,受到与会者欢迎,并引起热烈讨论,例如空军研究所提出的《航空发动机振动监控标准研究》,讨论了近两小时,余兴未尽,相约下次会上再讨论。这次会议反应的研究动向说明发动机延寿、定寿工作受到重视,并且已有一定的基础。这次会议也推动了延寿、定寿工作的开展。 相似文献
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本文首先介绍了我国60年代中期自行研制的有孔蜂窝结构装机使用情况,并针对有孔蜂窝结构装机使用后多发性故障进行了分析。为确定有孔蜂窝结构使用寿命,本文对试验方案进行了详细的论证。制定出一套实用性很强的试验程序。其试验方法合理,试验数据可靠,试验结果正确。本文为飞机上使用的蜂窝结构(有孔、无孔)部件定寿研究提供了充分的试验与分析依据。 相似文献
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远程监控系统的设计与实现 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了远程监控报警系统的设计与实现,并详细分析了系统的结构、组成、功能、各模块编程实现,该系统经扩展后可作为指挥调度系统或可视会议使用。 相似文献
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单机寿命监控对挖掘每一架飞机的寿命潜力,保证飞机结构的使用安全,延长飞机服役期限具有重要的意义。飞机单机寿命监控从技术方式上分为四种:定期检查和维修,飞参数据监控,危险部位应变监控与飞参数据监控相结合,以智能材料为基础和结构的监控。首先回顾了飞机寿命监控的时间发展历程,并对每个阶段监控方式的优缺点进行了比较,表明随着硬件技术的进步监控方式在不断的进步,精度也越来越高;然后总结了在单机寿命监控发展过程中使用的四种监控技术方式及其优缺点,通过对几种技术方式的分析,认为依赖于智能材料的飞机健康监测系统的监控将是未来单机寿命监控的发展方向。 相似文献
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紧固件刚度不同对连接部位疲劳寿命影响的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
在航空器结构修理中,由于受施工条件限制或结构原连接状态的限制,可能会在修理加强件与原结构件之间的连接部位,混合使用不同剪切刚度的紧固件。本文通过疲劳寿命计算和试验,研究了结构连接部位的紧固件剪切刚度不同,对疲劳寿命的影响。研究结果表明,结构件之间的连接部位混合使用不同剪切刚度的紧固件,将会比较明显地降低结构连接部位的疲劳寿命。该研究成果对航空器结构设计人员和修理人员均具有一定的参考价值。 相似文献
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在理解《美国国防部飞机结构联合使用规范指南JSSG-2006》以及飞机结构耐久性/损伤容限研究和实践的基础上,简述了军用飞机结构规范中的耐久性/损伤容限设计要求、分析、试验和部队管理的主要内容。 相似文献
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介绍了某飞机全机低速颤模型的设计和试验技术问题。该模型具有尺度比大,外挂构型数目多,以及全机的刚度和质,惯量特性(含操纵面)全模拟的特点,另外,全机模型悬挂系统的设计采用了比较简单的结构形式,既可以方便地升降模型,改变模型试验攻角,又满足了试验对支持系统的要求,采用了先进的实时监控系统和数据处理技术,确保了试验顺利进行。 相似文献
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针对某机全机主操纵系统疲劳试验中的载荷监控问题进行了分析和讨论,并就基于操纵载荷/位移实时加载曲线最大值及控制点初值数据分析的主操纵系统疲劳试验载荷监控方法制定及实施进行了阐述。在操纵系统疲劳试验过程中的实际监控结果表明:该方法对副翼/平尾/方向舵操纵系统多种试验状态下的试验载荷监控实用有效。 相似文献
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全尺寸飞机结构静力试验数字仿真 总被引:3,自引:0,他引:3
全尺寸飞机结构静力试验是飞机结构研制的重要环节,需大量的财力和时间投人。试验结果的精度和有效性主要依赖于试验实施方案设计的合理性;试验件的安全主要依赖于试验时同步地对试验测试数据的监控和与数字仿真结果的一致性评估。全尺寸飞机结构静力试验数字仿真能够辅助实现上述要求,显著提高试验效率。介绍了全尺寸飞机结构静力试验数字仿真的关键技术及解决方案并给出了应用实例。 相似文献
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