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141.
动导数实验的数据处理   总被引:1,自引:0,他引:1  
  相似文献   
142.
某型液压作动筒在磨合试验后进行分解时,发现活塞杆和耳环的配合定位面有损伤,经返修后局部仍有凹坑,本文对超差零件进行了静强度和疲劳强度校核。  相似文献   
143.
本文论述了PPS注射件取代塑压件的可能性和PPS注射成型的难点,以及53线注射模的经济效益和社会效益.  相似文献   
144.
近日雷声公司为美国天基跟踪监视系统(STSS)提供了首套Block 06传感器载荷。该系统由雷声公司空间与机载系统部研制,对于美国导弹防御局具备天基跟踪能力具有里程碑的意义。按计划,STSS系统将成为美国导弹防御局弹道导弹防御系统的一部分,能够支持分层防御弹道导弹。STSS系统目  相似文献   
145.
根据工程应用中对动态应变的测试试验要求,结合动应变测试原理对由WaveBook/516A数字式高速动态应变测试系统进行分析,对DASYLab虚拟测试软件中与动态应变测试相关的的测量、记录、分析和显示等模块的功能进行了分析,构建了动态应变虚拟测试系统,形成的虚拟测试方法可供从事动应变测试工作的工程技术人员参考。  相似文献   
146.
脉冲进气条件下可调向心涡轮内部流场数值研究   总被引:1,自引:1,他引:0       下载免费PDF全文
刘尹红  杨策  刘贻雄  刘恒 《推进技术》2015,36(7):1013-1019
为评估可调向心涡轮在脉冲进气条件下的性能,通过对脉冲进气条件下的涡轮内部流场进行数值模拟分析,得到了脉冲进口压力对导流叶片段泄漏流量和总压损失、导流叶片尾缘激波强度及转子叶片前缘载荷的影响规律。导流叶片段泄漏流量和总压损失及激波随脉冲进口压力提高而线性增大,进口压力每提高10k Pa,泄漏流量增加约2.9%,导流叶片段的总压损失增加约2.7%,激波增强约14%;转子叶片前缘载荷也随脉冲进口压力增加而线性上升,当脉冲进口压力提高50k Pa时,转子叶片叶根前缘的载荷峰值增加约12.7%,中间叶高前缘位置的载荷峰值增加约24.9%。  相似文献   
147.
马艳红  何龙江  张大义  洪杰 《推进技术》2015,36(8):1222-1228
为研究结构参数变化对叶片稳态流场载荷的影响规律,通过数值求解方法开展不同转-静轴向间距和周向栅距工况下带凸肩风扇叶片的稳态流场计算。利用自行开发的插值程序将稳态载荷施加于叶片,分析叶片受力规律。基于稳态气动载荷和离心载荷,分析各工况下叶片的静力学特征。结果表明:随着上游静子与转子叶片轴向间距的减小,叶片受力和力矩增大。轴向间距减小3mm,周向力和力矩分别增大1.51%和1.48%;随着栅距的减小,叶片受力和力矩减小。转子叶片数增加两片,周向力和力矩分别减小6.26%和6.35%。  相似文献   
148.
在风电叶片三维有限元参数模型中引入了重力产生的附加载荷,仿真计算了风电叶片水平加载方式的静载荷测试中附加载荷产生的水平方向的耦合位移,分析了耦合位移对测试过程中理论计算结果的影响;由于重力的叠加效应,测试中某些截面实际施加的等效载荷可能远超叶片设计的目标测试载荷,建议联合有限元分析,优化叶片安装角度和加载力方向的方法,降低叶片局部截面实际施加等效载荷的过载峰值。  相似文献   
149.
飞机进气道锤击波载荷评估方法研究   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
进气道锤击波载荷是由航空发动机喘振超压引起的,其峰值压力可达到自由来流总压的2倍量级,为进气道结构设计的最大载荷。为了给新研飞机进气道设计提供最大载荷依据、降低结构质量,对增压比等影响发动机喘振超压的因素进行归纳总结,并进行了实测和评估分析,认为锤击波压比值的上限是由稳态压力畸变引起的喘振确定的,最大锤击波载荷基本上随发动机压比的增大呈线性增大;分析了锤击波载荷的特征和评估曲线,认为通过积累新研发动机地面试验数据和CFD手段可有效解决飞机设计的载荷输入,应用概率统计方法可有效降低复合材料结构的大"S"弯进气管道结构质量。  相似文献   
150.
材料选用是飞机研制过程中的一项重要内容,选用材料的好坏直接影响飞机性能的优劣,飞机选材需要考虑多个因素。某型水陆两栖飞机按照疲劳、损伤容限设计原则进行结构设计。通过对某型水陆两栖飞机载荷工况和服役环境的分析,结合飞机基本选材原则和某型水陆两栖飞机结构设计对材料的静强度性能,疲劳、损伤容限性能,耐腐蚀性能等的要求,综合考虑铝合金材料特点、适航性、成本及供货等因素,最终提出某型水陆两栖飞机结构的铝合金材料选材方案。  相似文献   
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