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141.
142.
将挤压油膜阻尼器设计与转子动力学设计相结合,建立了航空发动机转子挤压油膜阻尼器设计方法和设计流程.转子参数为转子阻尼、临界转速配置、最大不平衡量、转子振动峰值,以及支承外传力等,挤压油膜阻尼器设计参数为轴颈偏心率、油膜半径间隙、油膜长度和鼠笼刚度.设计目标是控制转子临界峰值和支承外传力.其中转子阻尼与最大不平衡量为挤压油膜阻尼器设计的关键参数.利用一实验器,对该设计方法进行了数值仿真和实验验证,结果表明:转子振动响应临界峰值减振比例可达60%以上,说明所建立的设计方法是正确有效的,可为挤压油膜阻尼器设计提供指导. 相似文献
143.
144.
研究了在航空载荷谱TWIST作用下2024铝合金的疲劳特性。对航空载荷谱进行简化处理,对比分析了理论推导、MATLAB程序模拟和疲劳试验给出的飞机疲劳寿命预测值,并微观观察疲劳失效断口特征,分析了失效机理。结果表明:理论推导、程序模拟和疲劳试验得到的疲劳寿命预测值分别为163800,158280和134249次飞行循环;程序模拟得到飞机巡航过程中实际阵风载荷和忽略极小波动载荷的疲劳寿命预测值分别为92314和92321次飞行循环;观察疲劳断口可以发现裂纹萌生形核起源于试验件近表面,疲劳裂纹的扩展以沿晶和穿晶两种方式进行,有明显的疲劳条带,在瞬时断裂区呈现韧窝形貌。 相似文献
145.
对TC6钛合金在800~900℃温度区间内,分别进行应变速率为0.0001~0.1 s-1的恒应变速率法拉伸实验和最大m值法超塑性拉伸实验,获得拉伸过程应力-应变曲线,并采用金相显微镜对拉伸后断口附近显微组织进行分析。结果表明:TC6合金表现出良好的超塑性性能,随着应变速率或温度的升高,伸长率先增大后减小,恒应变速率拉伸时,在温度850℃、应变速率0.001 s-1条件下伸长率可达到993%;在同一变形温度下最大m值法拉伸能获得比恒应变速率法更好的超塑性,850℃时伸长率达到1353%;TC6合金在超塑性变形过程中发生了明显的动态再结晶,并随着应变速率和温度的升高动态再结晶行为增强。 相似文献
146.
终端区进场交通流特性参数研究对于解决复杂空域结构下航空器拥堵、航班延误具有重要的实际意义。基于元胞传输模型将进场航线划分元胞,并且在数理推导的基础上,基于Netlogo仿真建模平台搭建进场交通流元胞传输模型仿真环境,对进场交通流的宏观涌现行为进行仿真模拟,得到交通流基本参数速度、流量、密度之间演变趋势。研究结果表明,终端区进场交通流三大基本参数之间存在明显的数量关系,关系曲线相对应分为自由流、拥挤流和阻塞流三种状态,并且受到管制间隔、飞行程序、管制策略的影响。利用相关研究成果,可通过改变管制策略、调整管制间隔、优化飞行程序的方法使得交通流特性向着可预知的方向演变,因此对终端区交通态势的判断具有应用价值。 相似文献
147.
针对卫星控制系统测试通用化需求,提出了基于ATS(automated test system)结构及ATML(automatic test markup language)标准的测试平台实现方案.将通用测试平台分为通用测试站、测试适配器、综合开发及运行环境三部分.通过ATML标准及面向信号的系统描述方式,使得测试需求和测试能力解耦.根据通用测试平台提供的测试能力,按照不同卫星的测试需求对其进行配置,能够实现测试平台的通用化. 相似文献
148.
149.
为评估测量时刻偏差对单星定轨等效测量误差的影响,根据单星定轨处理策略分析了其理论模型,指出测站接收机的测量时刻偏差由测站时钟钟差以及测量时刻不准确度等组成。试验数据分析表明,测站钟差经一阶多项式拟合后的残差可近似为零均值的测量噪声;数值仿真结果表明,卫星信号发射时刻1ms误差导致GEO、IGSO、MEO三种卫星的等效测距误差分别为006cm、40cm、80cm。 相似文献
150.
为了研究合成射流控制鼓包背风面分离流动的效果,采用商用流体力学软件FLUENT® 6.3求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过分析鼓包壁面摩擦力系数分布、旋涡脱落结构以及射流孔口附近流动结构,揭示了合成射流对分离点不固定的流动分离的控制机理.结果表明:在分离点前施加合成射流可有效缩小回流区范围,涡脱落被施加的激励"锁定",涡脱落的频率等于合成射流的频率.此外,在本研究所考虑的情况下,动量系数越大,控制效果越好.从时均效果看,当施加最大吹气动量系数为0.369 1%的合成射流时,分离泡长度减小了11%. 相似文献