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小子样疲劳寿命分散系数置信区间随应力的变化规律研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对疲劳寿命样本小子样统计分析问题,采用Bootstrap方法模拟母体标准差的抽样分布,并结合纠偏的百分位法估算母体标准差的置信区间,着重估计了疲劳分散系数的置信区间。首先利用Bootstrap方法在参数区间估计方面的优越性能,对已知疲劳寿命母体分布的模拟试验数据进行了疲劳分散系数置信区间的估计,通过与真值的对照分析,验证了结合纠偏百分位思想的Bootstrap方法进行疲劳分散系数区间估计的可信性。然后利用此方法对航空材料的140个钢合金试件和295个铝合金试件的真实疲劳寿命试验数据进行了疲劳寿命分散系数的区间估计,并研究了疲劳分散系数置信区间随疲劳试验应力的变化规律,为在工程实际中分析疲劳寿命试验数据提供了参考方法。 相似文献
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为了获得实时可靠的固体火箭发动机喉衬结构瞬态温度,采用内埋快响应烧蚀热电偶对发动机喉衬结构瞬态温度进行测量,并应用导热反问题方法(Beck序列函数法)计算其喉部内壁面温度和热流密度。采用的试验方案有效避免了传感器探头与喉衬内壁面烧蚀速率不同而干扰流场或中途烧毁等现象发生。试验结果显示越靠近内壁面的测量点温度峰值越高,测点温度瞬态变化与发动机工作状态同步性越好。计算结果显示,计算的平均误差为5.6%,最大误差为7.9%,其内壁温度最高出现在发动机工作结束时,热流密度在0.1s内迅速上升,而后又迅速下降,最大值约为30MW/m2。在发动机停止工作2s后,喉衬开始向外界传热。 相似文献
727.
为了对超声速、高超声速进气道内多道连续唇罩激波/边界层干扰现象进行有效控制,提出了一种壁面鼓包/次流循环的组合控制方法,并对相关流动机理及参数影响规律进行了研究。结果表明:通过小尺度鼓包迎风侧弱压缩波束的预增压效应,实现对第一道唇罩激波/边界层干扰的控制;同时,在压差力的驱动下,鼓包下游第二道唇罩激波作用导致的边界层分离包内的低能流进入次流循环装置,并从上游压缩面上的吹气缝喷出,实现对第二道唇罩入射激波的控制。在鼓包与次流循环装置的共同作用下,两道唇罩激波产生的边界层分离被有效隔离并分别控制。同时,本控制方案不会造成进气道捕获流量的损失。相较于无控制方案,鼓包/次流循环组合控制方案可以在来流马赫数为3.95~6.95内实现对多道连续唇罩激波/边界层干扰的控制,改善内通道中的流动,提高进气道的总压恢复性能,最大改善幅度可以达到15.7%。此外,为保证控制效果,应选择合适的吹气缝和引气缝位置。 相似文献
728.
为研究地面用燃气轮机以0号柴油为燃料时的燃烧特性,对装有值班级直射式喷嘴和5种旋流器组合方案的双环预混旋流(Twins Annular Premixing Swirler,TAPS)燃烧室的特性进行了实验测试,获得了5种旋流器组合方式下燃烧室的流阻性能和燃烧性能。研究结果表明:双环预混旋流燃烧室的总压恢复系数都在0.97以上,高于经典的单环腔燃烧室;值班级采用直射式喷嘴会导致燃烧室的点火和CO排放性能下降,点火油气比在0.04以上,CO排放高于36g/kg;随值班级旋流角增大,可改善点火性能,最低点火油气比可达到0.04左右,加宽贫油熄火边界,慢车贫油熄火边界可低至0.0058;燃烧室入口温度升高可以使燃烧室点火油气比下降30%,贫油熄火油气比下降35%;5种旋流器组合方式下,NO_x和UHC的排放最低达到了1.1g/kg和3.85g/kg,满足低排放燃烧室的要求,冒烟指数达到了无烟燃烧室的标准,CO排放最高达到了51.84g/kg远高于要求值,燃烧效率最高为0.987,低于先进燃气轮机对燃烧效率的要求。 相似文献
729.
涡轮增压器转子动力分析 总被引:2,自引:0,他引:2
H1C型涡轮增压器存在着严重的转子碰磨故障。本课题对该增压器转子结构进行了强度动力分析,找出了产生故障的主要原因,为产品的排故、结构改进提供了理论依据。 相似文献
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针对受未知风扰动作用下的绳系拖曳飞行器轨迹精确控制问题,设计了一种基于最小学习参数神经网络估计器的拖曳飞行器轨迹动态面控制方法。首先,结合绳系拖曳系统多刚体动力学模型,构建拖曳飞行器六自由度非线性模型,并完成其仿射非线性化处理。其次,考虑到拖曳飞行器可能受到前方飞机尾涡、紊流和阵风等未知气流及不可测量瞬变缆绳拉力等扰动的综合影响,构建了基于最小学习参数神经网络的拖曳飞行器状态/扰动在线估计器,以准确重构系统不可测量集总扰动。然后,基于所提状态/扰动在线估计器,设计了一种基于最小学习参数神经网络状态/扰动在线估计器的拖曳飞行器轨迹动态面控制方法,并分析了系统稳定性。最后,仿真表明,所提方法能够在多重气流扰动下实现拖曳飞行器位置稳定和机动轨迹跟踪。 相似文献