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应用Von Mises应力准则将多轴应力响应等效合成为单轴应力,给出了基于功率谱输入和时域输入的多轴应力响应振动疲劳寿命预估方法,时域输入法的求解过程没有丢失应力分量相位的相互信息,较功率谱输入法更完备。针对激励载荷是以功率谱密度函数形式表达的,提出了Monte-Carlo伪随机历程模拟将激励功率谱转换到时域激励中,再通过时域输入法进行寿命预估的求解思路,保证了等效合成的Von Mises应力的相位信息具有实际的物理意义,可指导多轴应力响应下结构振动疲劳寿命的精确预估以及声疲劳试验研究。 相似文献
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桩身质量检测的一种新方法:桩形估计法 总被引:3,自引:0,他引:3
本文提出了桩身质量检测的一种新方法——桩形估计法,或称“ESP”(Estimation of theShape of a Pile)法。该法基于一维杆应力波理论,将桩划分为N 个单元,根据波在各单元界面处反射与透射的传波原理,推导出在桩顶进行瞬态激振时桩顶的速度响应与界面反射系数以及桩的形状之间的关系。对几种典型缺陷桩进行了计算机模拟,其结果证明作者所提出的桩形估计法是可行的和有效的。现场试验更进一步证明:该法能够较准确地估计出缺陷桩或好桩的形状。 相似文献
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对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂尾抖振响应影响的规律。结果表明:①边条后掠角越大,双垂尾抖振起始迎角越大;②机翼后掠角对垂尾靠内时的抖振响应影响较小,而当垂尾靠外时,大后掠机翼的垂尾抖振响应相对较小;③垂尾弦向位置对垂尾抖振起始迎角影响较小,但对最大抖振响应影响较大;④垂尾的展向位置越靠外,垂尾抖振起始迎角就越小,但最大抖振响应也越小。 相似文献
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现代航母舰载机多使用弹射起飞方式,在弹射起飞行程末端,前起落架突伸是一种增加舰载机离舰迎角,提高飞行安全的重要技术手段。设计了一种适用于弹射起飞舰载机起落架突伸性能测试试验方案,搭建了试验系统,并对某型飞机前起落架突伸性能进行了试验验证,对起落架突伸过程进行了分析。通过改变试验初始条件,分析了影响起落架突伸性能的因素,并给出了定量描述。建立了双气腔油气式起落架动力学模型,对某型飞机起落架典型工况突伸性能进行数值模拟,将数值计算结果与试验测试结果进行对比。利用动力学模型对起落架缓冲性能进行计算校核,给出了不同初始条件下起落架缓冲性能变化趋势和数量。结果表明,对于双气腔油气式起落架,起落架突伸性能提升往往会导致起落架缓冲系统效率降低和最大着舰载荷增大。在弹射式舰载机起落架设计时,必须综合考虑突伸性能和缓冲性能。 相似文献
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舰载机全机落震试验机翼升力模拟是在实验室测试飞机着陆载荷时,给飞机动态施加飞机着陆时刻机翼升力,模拟飞机着陆真实受载,机翼升力施加是否合理是全机落震试验成功与否的关键技术。给出了全机落震试验机翼升力模拟准则,提出了一种适用于全机落震试验的模拟机翼升力加载方法。根据该方法介绍了机翼升力加载装置设计原理,并对设计的机翼升力模拟装置进行了力学性能测试。将此方法和装置应用于某型飞机全机落震试验中,分别从施加模拟机翼升力大小、飞机姿态影响、下沉速度影响和着陆能量吸收四个方面对全机落震试验机翼升力模拟方法进行验证和评估。试验结果表明,该方法符合全机落震试验升力模拟准则,可用于舰载机全机落震试验。 相似文献
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飞机非对称着陆和滑跑载荷分析 总被引:4,自引:0,他引:4
研究了飞机非对称着陆和滑跑载荷的分析方法。通过给定飞机初始滚转角,建立 飞机非对称着陆过程中全机动载荷分析模型;按照GJB规定的1-cos跑道情况,完 成某飞机滑行过程的动载荷分析。计算结果表明,飞机非对称着陆和滑跑载荷分析 能够合理地模拟飞机真实着陆和滑跑过程中受载情况。 相似文献