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21.
某型发动机附件机匣中心传动从动锥齿轮断裂故障分析 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了某型发动机附件机匣中心传动从动锥齿轮断裂故障,通过对断口的金相检查,及齿轮的动态性能分析和台架动应力测量。对齿轮断裂进行了理论分析和试验研究,确认该齿轮破坏属于振动疲劳破坏,据此提出了改进措施。 相似文献
22.
单桨带尾桨直升机的尾旋翼设计成摆振柔软型后,带来了新的动力学问题:尾桨与尾梁耦合动不稳定性问题。本文简述了它与主旋翼/机体耦合动不稳定问题的差别,主要介绍了尾桨与尾梁耦合动不稳定性问题的分析方法,通过算例分析,为消除这种不稳定性,对一些关键设计参数提出了设计要求。 相似文献
23.
本文介绍了超黄蜂直升机换装国产桨叶的动力学分析,给出了超黄蜂直升机装原型机桨叶和换装国产直8A 型机桨叶的飞行振动水平的实测结果,对超黄蜂直升机换装国产桨叶前、后的振动水平进行了对比分析;对照 ADS-27的要求,计算了振动影响指数、1次/转的振动水平和仪表板的振动水平,并进行了超黄蜂直升机换装国产桨叶前、后振动水平的 ADS-27符合性对比分析;本文还介绍了超黄蜂直升机装原型机桨叶和换装国产直8A 型机桨叶的“地面共振”计算结果,进行了“地面共振”对比分析。通过振动水平对比测量、分析和“地面共振”对比计算分析,对超黄蜂直升机换装国产直8A 型机主、尾桨叶的方案是否可行,得出了明确的动力学分析结论,为保证超黄蜂直升机换装国产桨叶的飞行安全提供了依据。 相似文献
24.
基于激振力矢量优化和虚拟验证技术,提出了一种飞机地面振动试验的相位共振和相位分离一体化方法。具有密集模态的法宇航GARTEUR飞机模型实验应用证明了这一方法的有效性。本项研究对于改进复杂飞机机体结构的模态识别质量和效率具有重要工程意义。 相似文献
25.
直升机旋翼气动机械稳定性的一个重要方面是空中与地面稳定性问题。本文从旋翼桨叶的结构型式、气动模型和分析方法几个方面对直升机空中与地面稳定性研究进行了回顾与展望。在简单分析方法的基础上 ,也对更精确的分析方法进行探讨 相似文献
26.
27.
提高压电式直线电机推力新技术 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了蠕动式、脉冲式、行波式及表面波式等几种压电直线电机的改进措施和进展情况,其中微脊式蠕动直线电机和表面波直线电机极有可能成为今后压电直线电机的商品化市场的新产品方向。 相似文献
28.
模态参数识别的特征系统实现算法:研究与比较 总被引:6,自引:0,他引:6
以 GARTEUR飞机模型的飞行颤振和地面共振试验为例,对模态参数识别的特征系统实现算法的4种变形特征系统实现算法(ERA)、快速ERA(FERA)、相关ERA(ERA/ DC)和快速相关ERA(FERA/ DC),进行了深入的理论分析和仿真研究。结果表明:与ERA相比,ERA/ DC的阻尼识别精度在10%和30%噪声下可以提高6~60倍;FERA的识别速度可以比ERA提高4~1 0倍,且精度较高;而FERA/ DC的识别速度可以比ERA/ DC提高 3~5倍,并且精度不会降低。 相似文献
29.
杜双明%乔生儒%纪岗昌%韩栋 《宇航材料工艺》2002,32(5):39-41,44
在室温最大应力为250MPa,应力比R=0.1和频率为60Hz条件下,对3D-C/SiC复合材料进行了拉-拉疲劳试验。用共振法和电阻增量仪分别测试了杨氏模量及电阻的变化。结果表明:随循环次数增加,杨氏模量呈显著下降,缓慢下降和突然下降的变化规律。杨氏模量的下降大部分发生在疲劳循环的前600次。缓慢降低阶段约占疲劳寿命的94%以上,此阶段杨氏模量变化率与循环次数的对数近似呈线性关系,电阻变化率除首次循环降低外,随着循环次数增加一直在增加。增加规律大致可分为缓慢增加,台阶式增加和急剧增加三个阶段。材料的电阻变化率基本反映了纤维的损伤程度和破坏形式,可作为表征复合材料纤维损伤的有效参量。 相似文献
30.
苗润田 《燃气涡轮试验与研究》2003,16(2):34-37
阐明了某机第4级压气机转子叶片在榫头部位断裂的故障特点。故障分析表明:经长期使用的叶片在修理厂大修时,为满足叶片摆动量要求在榫头底面涂尼龙胶,会使叶片自振频率有较大幅度下降;为排除3级叶片折断故障而提高的慢车转速又缩小了4级叶片的共振裕度,结果造成少数4级叶片落入慢车共振。共振发生时,不规则的尼龙胶和装配过程不规范引起的非正常接触容易导致微动磨损的加剧,从而大大降低了疲劳寿命,这是引起榫头断裂故障的主要原因。 相似文献