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902.
飞机舱门类部件气动载荷风洞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
总结了飞机舱门类部件气动载荷的多种预测方法,并对舱门类部件载荷试验技术进行了讨论。在工程实践中,发现使用部件测力风洞试验和表面测压试验两种方法给出的舱门类部件关闭状态气动载荷相差较大。经试验验证,缝隙效应导致关闭状态下舱门类部件测力方法存在较大的误差,难以准确预计气动载荷。建议采用表面测压的方法给出关闭状态下舱门类部件的气动载荷。 相似文献
903.
904.
针对镍基定向凝固高温合金疲劳寿命的晶体取向相关性,及定向凝固合金涡轮叶片使用过程中的复杂载荷问题,基于循环损伤累积(CDA)方法,引入方向函数修正,并综合考虑应力应变水平、应变比、保载时间及保载形式,建立了ω修正的CDA寿命预测方法。采用定向凝固高温合金DZ125的试验结果进行验证,预测结果与试验数据相比基本落在3倍分散带以内,显示出本文方法较好的适应性。 相似文献
905.
复合材料梁结构由于工艺性、维护性等要求,结构梁腹板中出现开孔不可避免,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔在剪切载荷下屈曲分析研究,得到屈曲载荷,分析不同开孔补强形式对结构承载的影响,以期为梁、肋等结构开孔补强设计提供补强形式选择和参考。 相似文献
906.
利用标识载荷试验技术,将具有两种不同显微组织TC4钛合金分别在三种应力水平下进行疲劳试验,在光学显微镜下对疲劳裂纹扩展断口进行观察,获得裂纹扩展过程中不同循环周次下的裂纹长度,以此建立了表征TC4钛合金原始疲劳质量的通用EIFS分布。研究结果显示钛合金双态组织比片层组织具有更好的原始疲劳质量,双态组织具有较高的疲劳裂纹萌生寿命及裂纹扩展系数。此外还分析了双态组织中添加标识载荷的疲劳断口形貌,认为其疲劳断口标识线的形成是由于加入标识载荷后,应力强度因子范围发生变化,导致疲劳裂纹扩展过程中断裂模式发生改变,从而在断口上形成了可判读的标识线。 相似文献
907.
908.
何瑞 《民用飞机设计与研究》2013,(4):56-59
活动翼面在大型民机上大量存在,为满足FAR§25.675条款要求,都需要设置止动器并对该止动器结构进行详细的设计。通过实例分析,对缝翼止动器FAR§25.675条款适航符合性验证思路和方法进行了说明,给出了一种满足FAR§25.675条款的缝翼止动器设计方法。通过对该条款符合性验证的实例分析,对设计止动器结构提供了有益的思路,为民用飞机止动器设计顺利通过FAR§25.675条款的符合性验证提供了借鉴。 相似文献
909.
910.