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582.
583.
预估金属构件疲劳全寿命的损伤力学-有限元法 总被引:4,自引:1,他引:4
引用损伤力学方法研究金属构件疲劳问题,建立了应力场-损伤场耦合基本方程与有限元素-附加载荷解法,并以损伤划分步长推导了构件疲劳裂纹形成与扩展寿命的预估公式。本文用以上方法预估2024与7075两种材料、多种几何参数含缺口板试件全寿命。结果表明,理论S-N曲线与实验S-N曲线吻合良好。本方法所需机时较少,可能用于工程实际。 相似文献
584.
585.
为了研究1+1/2对转涡轮对双轴混排涡扇发动机整机特性的影响,通过对1+1/2对转涡轮特点的分析,提出了1+1/2对转涡轮的特性描述和在整机特性计算中使用方法,并将该1+1/2对转涡轮特性用于双轴混排涡扇发动机性能计算程序中,计算获得了对转涡扇发动机的节流特性,并通过与使用传统涡轮的发动机特性进行对比,获得了1+1/2对转涡轮对发动机整机匹配机理的影响。结果表明:计算获得的对转涡扇发动机性能与实验数据对比,计算精度满足工程应用要求;该对转涡扇发动机在设计点附近工作良好,但在核心机节流至70%设计转速时,对转涡轮引起整机性能发生明显恶化。 相似文献
586.
587.
为了获得高能合成煤油(GN-1煤油)物化性能随温度和压力的变化规律,掌握GN-1煤油与现役火箭煤油在应用特性方面的差异,采用理论计算和实验方法,对GN-1煤油在物化性能(密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力)变化规律、安全特性(闪点、自燃温度、燃点、爆炸极限、毒性)、流动传热与结焦特性以及点火延迟特性进行了研究,并与火箭煤油进行了对比。通过实验研究得到了最高温度不超过200℃,最高压力不超过25MPa下GN-1煤油的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力实验数据,结合理论计算,获得了GN-1煤油在-40~350℃,0.1~60MPa内热物性变化规律,并与火箭煤油进行了对比。此外,研究结果还表明:GN-1煤油的闪点为40℃(低于火箭煤油闪点74℃),自燃温度为305℃(高于火箭煤油自燃温度225℃),燃点为47℃(低于火箭煤油燃点82℃),爆炸极限为0.44%~2.9%(40℃),GN-1煤油和火箭煤油急性经口毒性LD50>5000mg/kg。在入口压力10MPa,流速10m/s,内壁温480℃条件下,GN-1煤油的传热系数比火箭煤油提高14.4%。在采用GH3128高温合金管条件下,GN-1煤油出口油温220℃时试验段平均结焦速率是出口油温150℃时的4.43倍,GN-1煤油316L不锈钢管路中试验段平均结焦速率为GH3128高温合金管路中的22.3%。在970~1105K内,GN-1煤油的点火延迟时间为火箭煤油的55.6%~69.3%。 相似文献
588.
利用能量释放率方法与计及剪切变形的工程梁理论导出了一个计及根部变形效庆的DCB试样应力强度因子的便于应用的改进型公式,并对原有不计根部变形效应的公式精度进行了评价。 相似文献
589.
航空发动机全生命周期内的故障诊断一直是研究的热点,为保障航空发动机在性能退化条件下故障诊断算法的可靠性,对考虑性能退化的航空发动机进行故障可诊断性量化评估有着重要的意义。本文从状态量的可测量性以及最优观测器设计两个方面对退化状态下航空发动机的滑动窗口模型进行解耦处理。从故障可检测及可隔离两个方面对故障的可诊断性进行量化评估,以巴氏距离为量化标准,将量化评估问题转换为多元分布概率距离求解问题。同时,从故障空间的角度对故障可隔离性进行定义,剥离了参考故障模式的影响,将可隔离性转化为故障空间中故障模式的固有属性,并给出航空发动机故障可检测及可隔离的判据。仿真实验证明,本文所提出的方法可以在发动机性能退化条件下对控制系统传感器、执行机构故障以及发动机气路部件故障进行可诊断性量化评估。 相似文献
590.
针对航空发动机设计中涉及多性能需求和多约束条件的热力循环分析问题,提出了多设计点热力循环分析方法。详细介绍了多设计点热力循环分析方法的构建以及求解过程,用单设计点方法和多设计点方法对单转子燃气发生器带自由式动力涡轮的涡轴发动机进行热力循环分析,并分析了2种方法得到的设计域。结果表明:在由传统单设计点方法所获得的设计域内的某些区域,由于性能需求和使用限制的矛盾而不可行,而在这部分不可行区域内,有可能包含性能最优的设计点,从而使最优设计点不可行;在多设计点方法分析中,采用了多个(或所有)有性能需求和使用限制的工作状态作为其设计点,可以在合适的工作状态选取正确的设计变量,从而使设计域内的每一设计点都满足所有工作状态的要求。 相似文献