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201.
采用双锋角钻头和普通麻花钻对T700碳纤维复合材料(CFRP)进行钻削试验,从钻削轴向力、制孔出口质量和表面粗糙度等方面分析双锋角钻头在不同加工参数下制孔特点,并与普通麻花钻进行对比。试验结果表明:与普通麻花钻对比,双锋角钻头钻削CFRP时钻削轴向力减小约20%,制孔出口质量更好,孔壁的表面粗糙度值减小,体现优异的切削性能更适合CFRP的制孔加工。 相似文献
202.
孔挤压对于高温合金GH4169孔结构高温疲劳性能的影响 总被引:2,自引:2,他引:2
根据高压压气机盘螺栓孔结构,设计中心孔板材疲劳试样.表征了孔挤压强化后的表面轮廓,分析了在多种交变载荷条件下孔挤压前后试样的疲劳寿命,并进行了断口观察和疲劳过程中孔挤压残余应力的演化分析.结果表明:孔挤压强化减小了孔壁表面粗糙度,并使孔结构在多种高温大应力条件下(825MPa/600℃、825MPa/400℃和663MPa/600℃)的高温疲劳性能提高1~3倍,但疲劳数据分散度略有增大.孔挤压残余应力在最大拉应力为663MPa,温度为600℃,应力比为01条件下20000次疲劳试验中松弛到60%.原始试样的多源疲劳断口主要起源于孔边的加工刀痕,而挤压强化试样断口起源于孔挤压在倒角区域流动金属堆积处,为单源疲劳断口. 相似文献
203.
为了分析带筋套管形装药在低温多次出现点火爆炸的原因,基于Updated Lagrangian方法,推导了热粘弹性大变形增量本构关系。在分析瞬态温度场的基础上,进一步给出了热应力应变分布,指出了危险点位置。通过选取十二种热膨胀系数以及十四种肉厚系数,对推进剂药柱进行了结构完整性计算,得出热膨胀系数与最大等效应力应变成线性关系,而肉厚系数与最大等效应力应变之间成指数函数关系的结论。结果说明:肉厚系数的选择对固体火箭发动机装药保持结构完整性有重要影响。 相似文献
204.
随机结构孤立特征值的统计特性 总被引:1,自引:1,他引:1
研究了随机结构的孤立特征值问题。将材料物理量的随机场扩展为K-L(Karhunen-Loeve)正交展式,采用非正交多项式混沌展式表达孤立特征值,建立了和摄动法类似的一系列确定的递推方程,并通过确定性有限元方法求解了这些递推方程,得到了特征值的均值和方差。在算例中用蒙特卡洛方法验证了本方法的正确性。 相似文献
205.
在刚性剖面假设的基础上分析具有蜂窝芯材薄壁盒式梁约束弯曲问题。应用分离变量法,建立并求解了两个常微分支配方程。边界条件可以精确满足,同时,解答是用本征函数展开式表达的。剪力图是由三角级数表示的,并用于决定上述本征函数展开式的待定系数。计算结果给出了蒙皮正应力与剪应力以及蜂窝芯材剪应力沿翼弦和翼展的分布规律并显示了附加应力的衰减情况。 相似文献
206.
李崇俊%郑金煌%苏红%邓红兵 《宇航材料工艺》2004,34(1):33-37
研究了二维C/C(2D -C/C)复合材料在高温下层剪强度、弯曲强度和模量、热导率和线膨胀系数的变化规律。结果表明 ,所制得的 2D -C/C复合材料的层剪强度随温度的升高变化不大、弯曲强度随测试温度的升高而增加 ;2 0 0 0℃的层剪强度、弯曲强度分别达到 1 4 .8MPa和 2 2 7.4MPa ,较室温分别提高了9.6 %和 6 0 %。弯曲模量在 1 0 0 0℃时增加到 39.4GPa ,在 2 0 0 0℃则下降 ,低于室温数值。 2D -C/C复合材料的热导率、线膨胀系数在z向和x -y向都具有明显的各向异性。未石墨化 2D -C/C复合材料 2 0 0℃的z向热导率是 4 .4 1W / (m·K) ,且随温度的升高而增加 ;而石墨化 2D -C/C复合材料 2 0 0℃的z向、x -y向热导率分别是 1 8.0 2W / (m·K)和 73.2 9W / (m·K) ,随温度的升高而下降。 2D -C/C复合材料在z向的线膨胀系数较大 ,80 0℃以内在 8× 1 0 - 6 /K~ 1 0× 1 0 - 6 /K之间 ;而在x -y向线膨胀系数在 80 0℃以内都很小 ,基本上接近于零 相似文献
207.
208.
一种基于可观测度分析的SINS/GPS自适应-反馈校正滤波新方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对机载捷联惯导系统(SINS)/全球定位系统(GPS)组合导航系统不完全可观测导致滤波器精度下降甚至发散的问题,提出了一种基于系统状态可观测度分析的自适应反馈校正滤波新方法。该滤波方法改进了系统可观测度的归一化处理方法,将归一化处理后的系统状态可观测度作为反馈因子,对SINS系统进行自适应反馈校正。最后,将该方法应用于机载合成孔径雷达(SAR)运动补偿用SINS/GPS组合导航系统中,飞行试验结果表明该方法在系统不完全可观测的情况下有效地提高了导航精度。 相似文献
209.
210.
基于灰色理论的航空发动机整机振动状态评价 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种基于灰色关联度的航空发动机整机振动状态评价方法,并介绍了该方法的数学原理及算法.以某型航空发动机整机振动试验数据作为样本,建立了标准特征库.通过计算被评估发动机的状态参数序列与标准状态参数序列之间的灰色关联度,评价发动机实际状态相对标准状态的近似程度,从而实现对航空发动机整机振动状态的评价.结果表明该方法可用于发动机状态定量评价,并具有简单方便,计算量小,可学习,诊断结果可靠等特点. 相似文献