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91.
军用航空发动机主轴疲劳寿命的试验验证 总被引:2,自引:0,他引:2
本文介绍国内、外军用航空发动机规范有关主轴疲劳寿命的要求,国外航空发动机公司对主轴疲劳寿命进行试验验证的情况和方法。同时推荐可用的主轴疲劳寿命试验验证方法。 相似文献
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某型发动机第Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳试验研究 总被引:5,自引:1,他引:5
为了通过地坑式旋转疲劳试验器确定某型发动机第Ⅰ级涡轮的技术寿命,根据给定的该涡轮盘的标准循环载荷谱,对该涡轮盘进行了应力分析,确定了在标准循环时该盘中心孔与径向销孔相交处是危险区域(简称为考核部位)为模拟标准循环时盘在该考核部位的应力谱,专门设计了该Ⅰ级涡轮盘的试验转子及试验参数,在轮盘低循环疲劳考试器上进行了高温低循环疲劳试验。试验结果表明:低循环疲劳试验至第7087次循环时,在该盘预计的考核部位出现了长26mm的裂纹。断口分析表明:可以定该盘试验低循环疲劳失效寿命为7087周,试验低循环疲劳裂纹起始寿命为3493周,试验低循环疲劳裂纹扩展寿命为3594周。 相似文献
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为验证某飞机发动机承力框及接头的疲劳强度是否满足设计寿命要求,针对发动机的工作特点,编制了发动机地面试车-飞续飞载荷谱,并在飞机上进行了试验验证,从而保证了考核部位受载的真实性及试验结果的可靠性。本文对试验情况作了简要介绍,并对试验结果进行了综合分析。 相似文献
96.
飞机谱载荷下裂纹扩展的三维约束效应 总被引:5,自引:2,他引:5
研究裂纹端部三维应力约束、塑性约束和位移约束等对谱载疲劳裂纹扩展的影响。用适于三维应力状态的修正条带屈服模型 ( Modified Strip Yield Model)计算与裂纹扩展有关的三维约束因子。利用所得约束因子的理论解改进 NASA多年来发展的 FASTRAN-II寿命预测软件 ,使其避免了依赖经验确定的约束因子进行寿命预测的局限 ,仅利用一组常幅疲劳裂纹扩展数据和材料的常规机械性能便可预测飞机谱载下的裂纹扩展寿命。对多种谱型、应力水平、过载比和材料的组合情况进行了分析 ,预测寿命与试验结果吻合很好 ,证明本文方法和改进软件可以用于实际结构的寿命预测。 相似文献
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99.
该文对‘恃续采办与寿命周期保障”(Continuous Acquisition and Life-cycle Support,CAL5) 战略的核心组成部分——承包商综合信息服务(Contractor Integrated Technology Information Service,CITIS)进行了建模分析。根据承包商综合信息服务在实现‘特续采办与寿命周期保障”中的作用提出了CITIS的参考结构,并采用面向对象的分析方法,从分析CITIS系统需求、静态结构模型和动态模型三个方面提出了一种基于标准化建模语言(UML)的CITIS建模方案, 对于采用C++、Java等面向对象语言编程构建系统有重要的参考价值。 相似文献
100.
飞机日历翻修期与总日历寿命确定方法和预计公式 总被引:5,自引:0,他引:5
从飞机日历寿命确定的需要,进行了飞机日历翻修期、总日历寿命预计方法和预计公式研究,只要给出飞机使用腐蚀环境谱、腐蚀材料的T-H曲线、自由腐蚀到临界损伤Dc的年限λ、一次有效防腐蚀层的年限λm和飞机翻修次数n,则飞机的日历翻修期和总日历寿命即可确定。 相似文献