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671.
对固体火箭发动机粘结界面声学无损检测的探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
通过周振动及声传播的基本原理,简要地阐述固体火箭发动机粘结界面无损检测中的声学方法:敲击声振动法、超声脉冲回波多次反射法、声谐振法及声—超声。 相似文献
672.
本文首先利用Fourier和Laplace变换并结合Cagniard-deHoop反演方法求解了单个界面螺位错的瞬态运动问题,然后以单个位错由静止匀速运动的解作为基本解建立奇异积分方程求解了运动集中载荷作用下界面裂纹的反平面非对称自相似扩展,进一步由此解获得xn型载荷作用下界面裂纹自相似扩展的动应力强度因子 相似文献
673.
674.
675.
676.
在不同荷载条件下,用有限元法计算了原混凝土道面和罩面之间的剪力。其荷载作用方式考虑了垂直轮荷载、温度荷载和轮刹车力。在计算垂直轮荷载和温度梯度引起的应力时,假设罩面和原道面之间完全连续,并且道面-罩面体系符合薄板理论;利用三维有限元分析了车轮刹车荷载产生的应力,并用赛鲁堤精确解检验了有限元计算结果。在典型道面和罩面厚度条件下,将计算的轮荷载以及温度梯度在道面-罩面界面中产生的剪应力与实验室罩面试件 相似文献
677.
通过小孔模具成型并在升温固化前对纤维束加捻的方法制备了5种捻度(捻度t分别为1、2、2.5、3和4 n/cm)的z?pin。观察了各种捻度z?pin的外观形态,测试了各种z?pin的拉伸性能。通过单根z?pin从层合板中拔出的试验方法表征了z?pin与层合板之间的界面粘结性能。结果表明,加捻使z?pin主干发生扭曲,捻度越大,扭曲的程度越大;加捻使z?pin的拉伸强度及伸长率降低了50%左右,使拉伸模量降低了30%左右;加捻可显著提高z?pin与层合板之间的界面粘结性能,捻度越大,界面剪切强度τd、最大摩擦力Ff、拔出功Wp 越大;随着捻度的增大,z?pin与层合板间脱粘位置逐渐从z?pin自身的纤维与树脂之间的F?R型细观界面向z?pin外层树脂与层合板树脂之间的R?R型细观界面转移。当捻度t=3 n/cm时,与无捻z?pin相比,τd 提高了61%,Ff 和Wp 均提高了2倍。 相似文献
678.
为预测与评估多维视觉编码对飞行员信息辨识的影响,在大量已有单维视觉编码研究的基础上,采用元分析和综合绩效法对显示界面上的多维视觉编码进行归一量化,结合G1法所确定的权重系数并运用模糊加权平均算子,建立了一种新的显示界面多维视觉编码综合评价数学模型.为了验证模型的效度,对波音和空客界面进行了综合评价,据此设计出优化界面,采用22名被试在不同显示界面下开展仪表监视实验,并采用了主观评价法、任务绩效评价法和生理评价法(包括眼动追踪测量和心电图时域指标测量)3种方法记录实验数据.综合测评结果表明:模型的理论预测值与多种实验方法测量结果显著相关,优化界面更利于被试完成信息辨识任务.显示界面多维视觉编码综合评价模型的提出对指导飞机驾驶舱显示界面的设计具有一定的参考价值. 相似文献
679.
从基体、纤维和纤维/基体界面的角度,探讨了炭纤维增强聚合物基复合材料(CFRPMCs)的热氧老化机理。总结了纤维性能、纤维取向、纤维体积含量、织物结构、树脂性能、纤维/基体界面强度等因素对CFRPMCs热氧老化性能的影响规律,并简要分析了目前提高CFRPMCs热氧老化性能的方法。研究指出,立体织物增强的聚合物基复合材料能够很好地克服传统层合复合材料热氧老化后易分层的缺点,采用立体织物来增强聚合物,将会是今后提高CFRPMCs热氧稳定性的一个主要发展方向。 相似文献
680.
飞机结构常见腐蚀形式仿真研究进展 总被引:1,自引:1,他引:0
当前军用飞机环境适应性考核一般采用外场暴晒和实验室加速两种手段进行,但当结构设计发生改变时,往往需要重新进行考核试验,耗时耗力。腐蚀仿真运用有限元或边界元的数学手段,以电化学基础理论为依据能够在较短的时间内准确的预测腐蚀结果,得到了国内外研究学者的青睐并在欧美等发达国家部分领域已经开始得到应用。首先重点分析了飞机常见腐蚀形式的国内外仿真研究现状,包括电偶腐蚀、点蚀、缝隙腐蚀以及应力作用下的腐蚀,在此基础上,对腐蚀仿真的基础理论进行了总结概述,针对目前较为成熟的腐蚀仿真商业软件进行了优缺点对比,最后提出了动界面追踪、多尺度多物理场腐蚀仿真模拟、腐蚀仿真规范化以及航空领域工程应用4个腐蚀仿真目前研究的难点,期望可以为腐蚀仿真的进一步探究提供方向性参考。 相似文献