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171.
介绍了节约材料的拉深模设计方法,较传统工艺方案用料减少10%。这对大批量生产节约用料,有较强的参考和借鉴价值。 相似文献
172.
多区域多重网格法在直升机粒子分离器中的应用 总被引:4,自引:0,他引:4
首次将多区域多重网格法用在一般曲线坐标系下交错网格布局的 SIMPLEC算法中,在直升机粒子分离器这类独特结构中的成功应用,突破多重网格方法在多连通域中运用的局限性,使复杂问题变得简单。结果表明,它不仅能加快流场求解的收敛速度,而且还能提高计算精度。 相似文献
173.
174.
飞机高置信度中值随机疲劳载荷谱的编制原理 总被引:13,自引:4,他引:13
借助于当量寿命概率分布,在满足高置信度 ( 90 %以上 )条件下,提出了中值随机疲劳载荷谱的编制原理。中值随机疲劳载荷谱与确定飞机使用寿命的分散系数法相关一致,能够真实地展现结构在实际工作中的自然形态载荷-时间历程,保持了载荷-时间和各个状态参数的一一对应关系。进行疲劳试验时,能够真实地再现结构关键部位疲劳损伤依赖于时间的裂纹萌生、裂纹扩展和断裂的全过程。 相似文献
175.
以碳纤维单轴向缝编织物为研究对象,开展了树脂体系及其复合工艺、织物结构参数和碳纤维种类对碳纤维单轴向缝编织物使用工艺性及其复合材料主要力学性能的影响研究。结果表明:经向碳纤维和衬纬材料的种类及其面密度等结构参数对织物弯曲硬挺度和织物单向渗透率的影响规律基本相似;无论是碳纤维缝编织物单向渗透率还是复合材料的主要力学强度,真空吸附工艺中,基于TDE-85环氧树脂的自制6#环氧树脂体系均明显优于市售用基于双酚A环氧树脂的环氧树脂体系;采用610A树脂预浸料工艺、或经向碳纤维的适当展纱、或干喷湿法纺丝技术制备的碳纤维,均有利于进一步提高碳纤维单轴向缝编织物复合材料的主要力学性能。这为碳纤维缝编织物结构设计、主要原材料选择、制备工艺、配套树脂体系及其复合工艺等选择优化提供一些参考,为碳纤维缝编织物、尤其是为国产碳纤维缝编织物的制备和推广应用奠定了良好基础。 相似文献
176.
分析了Intranet中的不安全性 ,根据具体的实践体会从WindowsNT、SQLServer及动态网页脚本语言ASP等方面论述了与安全因素有关的技术漏洞 ,给出了克服不安全问题的技术并进行了探讨。 相似文献
177.
闫海青 《沈阳航空工业学院学报》2000,17(4):46-49
本文对激光全息干涉图的采取以及干涉等值线条纹图的处理进行了研究,并采用进行的细化算法对等值线进行细化,解决了以前算法细化不全和速度慢等问题,使以干涉等值线为基础的光学数据更加安全,可靠。 相似文献
178.
179.
为研究硅橡胶基防热涂层高温下的力学性能,针对两种硅橡胶基防热涂层开展高温压缩试验,对其截面的宏观及微观形貌进行分析,并结合高温下的热失重分析,探讨了其高温压缩强度变化规律及机理。研究结果表明:甲基苯基硅橡胶涂层高温热解温度区间主要为500~650℃,最终质量残余率为67.61%,其高温压缩强度在25~800℃呈增加趋势,由于玻璃小球的软化及树脂基体的热解,导致在400及700℃两个温度点的压缩强度降低,但在800℃由于玻璃小球与涂层中填料、烧蚀产物等发生共融,使涂层力学性能显著增加。甲基乙烯基硅橡胶涂层的高温热解温度区间主要为450~800℃,最终质量残余率为89.95%,由于甲基乙烯基硅橡胶涂层在高温热解后产生的陶瓷相,弥补了树脂裂解所带来的强度下降,因此在25~800℃其高温压缩强度较为稳定,并未产生明显衰减。影响硅橡胶基防热涂层高温力学性能的因素主要包括树脂基体的热解以及填料在高温下发生的物理-化学变化。 相似文献
180.
获取舰载直升机实用风限图,仅依靠实装飞行试验或建模仿真都是非常困难的。通过起降飞行模拟试验获取理论风限图,结合少量的海上实装飞行验证试验是一种综合较优的方法。起降飞行模拟试验需要真实飞行员和高等级飞行模拟器参与,飞行模拟器中的母舰气流场数据、母舰运动可由建模仿真或试验测试得到,且必须考虑母舰气流场的非定场特性;只有当飞行员视景或视觉反馈受限时(如能见度降低时),飞行模拟器基座的六自由度运动才是必需的;用DIPES或Bedford方法量化飞行员主观操纵负担,结合记录的客观操纵数据,评判起降难度;典型的飞行模拟试验程序包含了不同风况下的进近和甲板着舰,通常每隔15°和5kn一个风况。通过起降飞行模拟试验得到的理论风限图,可以更加有效和安全地指导海上实装飞行验证试验,最终获得实用风限图。 相似文献