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几种新型航空用挤压油膜阻尼器 总被引:2,自引:0,他引:2
本文在简要介绍挤压油膜阻尼器(SFD)的基本构造的基础上,详细地介绍了目前常用的几种新型的航空用挤压油膜阻尼器,展望了航空用挤压油膜阻尼器的发展前景。 相似文献
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基于某型航空发动机的技术特征,应用有限元素法分析了该型发动机涡轮部件的模拟稳态温度场和应力场,确定了叶片和轮盘的寿命分析考核点。利用采集到的473组飞行任务参数记录和150h持久试车数据,基于EGD-3疲劳分析理论和Miner线性累积损伤理论计算了叶片和轮盘各考核点的低循环疲劳损伤。采用插值法和拉森-米勒公式,分别计算了叶片和轮盘的持久损伤,并利用时间-循环分数相加法进行了疲劳/持久损伤分析,得到了叶片和轮盘各考核点的总损伤。按照等效损伤原则,完成了该型发动机150h持久试车寿命消耗向外场飞行使用寿命消耗的等当量换算。 相似文献
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裂纹叶片振动特性研究 总被引:3,自引:1,他引:2
建立应用传递矩阵法求解裂纹叶片振动特性的方法,以矩形截面裂纹悬臂梁为计算实例,分析了沿叶宽等深度扩展的横向裂纹位置、深度对其弯曲型振动特性的影响。选用方波函数模拟裂纹开合过程,理论分析了裂纹叶片的非线性振动特性。通过裂纹试件实验,对理论研究方法和结果做了验证。提出了叶片裂纹故障在线监测特征量的选择建议 相似文献
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针对Bodner-Partom黏塑性本构模型描述合金材料的率相关塑性和循环硬化行为时精度不足的问题,在无屈服面统一黏塑性本构理论框架内对其进行了改进:利用塑性势函数重塑了流动法则,摆脱了Mises材料的限制;在内变量演化方程中引入塑性应变率修正项并由非线性因子控制,拓展了不同的硬化/恢复演变方向。利用FGH96合金在550℃下的单轴拉伸及低周疲劳试验数据将广义B-P模型与原始B-P模型进行了对比验证,结果表明本文模型的模拟效果与材料非弹性特征吻合良好,具有克服应力应变滞回曲线“过方”问题和表达平均应力循环松弛的能力。模型对不同硬化机制的考虑对于高温合金材料更具优越性。 相似文献
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提出了基于Kolmogorov熵的航空发动机转子—机匣系统状态识别和故障诊断新方法。应用关联积分算法,基于实测的航空发动机机匣振动时间序列求解了转子—机匣系统不同工作状态和故障状态的Kolmogorov熵;基于Kolmogorov熵,对航空发动机转子—机匣系统进行了状态识别和故障诊断。研究结果表明,该法具有较高的状态识别和故障诊断能力。 相似文献
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分析了发动机工作叶片常见的疲劳损伤;指出了叶片的力学行为与其损伤的关系;归纳、分析了导致叶片疲劳损伤的部分内在和使用因素;提出了防止叶片疲劳损坏的措施。 相似文献
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以某航空发动机带机匣双转子试验器为参考,分别采用截锥壳元素法和Timoshenko梁理论对其机匣和双转子系统进行了有限元建模,得到了试验器的整机转子动力学有限元模型。研究了俯冲拉起飞行条件下机匣支承刚度、安装节支承刚度与机动载荷对双转子航空发动机整机动力学特性的影响。研究结果表明:机匣支承刚度与机动载荷对发动机产生转静子径向碰摩的影响较大,而安装节支承刚度对发动机产生转静子径向碰摩的影响相对较小;机匣测点振动随机匣支承刚度的减小而减小,随安装节支承刚度的减小而增大;机匣测点振动对俯冲拉起机动载荷变化不敏感。 相似文献
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一种适用于多波和半波点焊的恒流控制方法 总被引:2,自引:0,他引:2
影响点焊电流恒定输出的主要因素是网压波动和二次回路阻抗的变化,二次回路阻抗变化会导致负载功率类数角变化。理论分析表明:焊接电流有效值反映了网压波动和负载功率因数角的变化情况,对二者进行补偿,可实现恒流控制。本文所设计的恒流控制系统采用了恒热量输出的控制方式,利用焊接前检测网压有效值的方法,对网压波动和负载功率因数进行补偿,不断调整可控硅触发角,以保证恒流输出。实验结果表明:该控制系统既克服了因焊接电流来不及参与反馈控制调节而不能保证半波点焊恒流输出的缺陷,同时也适用于多不波点焊的恒流控制。 相似文献