基于行车噪声的伸缩缝损伤识别缩比试验

伸缩缝出现损伤后行车产生的噪声会发生改变,为得到损伤伸缩缝行车噪声特征,本研究搭建了含无损和损伤类型为路面破损导致伸缩缝钢筋外露的GQF-C型伸缩缝的缩比路面装置,利用声音采集系统采集小车通过伸缩缝产生的噪声,分别在时域和频域中对采集噪声进行分析。研究结果表明,损伤伸缩缝噪声信号的频率成分主要集中在0~2000 Hz,伸缩缝出现损伤之后,时域波形、频率成分、能量和无量纲指标等均会发生明显的变化,因此跳车噪声可以用于伸缩缝的健康状态评估。

西北工业大学翼身融合大型客机缩比试验机试飞成功

近日,由西北工业大学研制的翼身融合大型客机缩比试验机试飞圆满完成了预期的飞行计划。这是翼身融合民机技术研究从概念研究到技术验证的关键一步,是翼身融合民机技术研究的重要节点。西北工业大学牵头的国内翼身融合民机研究团队汇集了国内航空院所、相关高校的优势力量,是国内最早。

干式空心电抗器空间磁场缩比试验与模型简化

干式空心电抗器的空间磁场已成为变电站内电磁污染的主要来源,为此,基于缩比试验法对其分布特性给出准确预测。首先,总结了空心电抗器各参数的理论缩比准则,并在保持空间磁场磁感应强度不变的前提下,针对3种典型情况提出相应的修正策略;据此,测量1/2尺寸和1/6尺寸2种缩比系数空心电抗器模型的轴向和径向磁场分布,所得结果与原尺寸模型对应位置的数值基本相符,验证了缩比准则的有效性和缩比试验的等价性;为进一步简化预测过程,提出了由单环、双环和3环载流导体构成的共6种简化缩比模型。试验证明双环简化模型结构1的精确度最高,此时圆环形载流导体与空心电抗器底面的轴向距离为电抗器高度的1/3和2/3。

高速公路半刚性护栏静态缩比试验研究

对波形梁 (W形截面 )半刚性护栏实物材料和缩比模型材料进行静态范围内的拉伸及四点弯曲试验 ;研究了静载下两种材料的本构关系 ,考察了它们的应变率敏感性 .试验结果表明材料对应变率不甚敏感 .通过对护栏缩比模型进行三点弯曲试验研究 ,考虑了不同支座条件对变形和能量吸收的影响 ,归纳了失效试件的变形种类并计算了相应的变形能 .

火箭发射燃气喷流缩比试验相似参数

文章在总结、分析国内外发射燃气喷流缩比试验相似参数的基础上,提出了模拟火箭发射初期燃气喷流缩比试验五个基本相似参数。利用发射燃气动力学理论较为系统地说明:满足这五个相似参数,缩比模型试验的燃气流场结构与原型试验的燃气流场结构保持线性几何相似关系,空间对应位置处流场参数一致,缩比发射设备承载与原型发射设备承载之间保持平方缩比关系。同时指出燃气喷流流场结构与燃气物性密切相关,燃气物性不同的喷流流场之间不存在严格意义的流场分布相似及动力学相似关系。

汽车摩擦材料惯性缩比试验装置与试验流程研究

为建立具有广泛适用性的摩擦材料惯性缩比试验方法,对惯性缩比试验的试验装置和试验流程进行初步研究,给出惯性缩比试验装置的基本特征以及可用于惯性缩比试验的摩擦盘和摩擦材料样块的具体参数,提出速度和压力缩比系数概念,并在台架试验标准ISO-26867的基础上提出一种适用于惯性缩比试验的建议试验流程。在符合上述基本特征的惯性缩比试验台上进行实验研究,并与同批次摩擦片的台架试验进行对比分析。结果表明,该试验装置执行建议缩比试验流程测得的结果与台架试验可比性较好,证明了所提出试验装置与试验流程的有效性,为摩擦材料惯性试验方法的建立提供了借鉴。

某型发射动力系统缩比试验方法研究

某型燃气-蒸汽式导弹发射动力系统工作机理复杂,在工程研制中需要开展大量的缩比试验,亟需研究与该技术相匹配的缩比相似理论。文中通过对该物理和数学模型的分析,提出了缩比模型的相似约束条件,建立了发射筒和导弹上下不同截面的缩比试验方法,解决了缩比与相似约束条件之间的矛盾,可为该型发射动力系统和其他水下缩比试验研究提供参考。

一种超音速环形引射器冷流缩比试验方法

在超音速引射器的设计中,为开展引射机理及启动特性等研究,需进行模拟试验;同时,通过试验可验证数值计算结果的正确性与合理性,从而优化设计。文中提出以冷空气作为引射和被引射介质,采用缩比试验模型,通过模拟喷嘴生成被引射气流,简化了试验设备。数值计算结果与试验结果符合较好,正确预测了引射管道出口处出现的正激波,真空舱压强满足设计要求。该试验方法可作为超音速引射器原理性研制的试验手段。

机载传感器的抗定位缩比试验方法

针对机载传感器在对抗测向交叉定位系统时,定位精度不易直接评估的问题,开展了定位精度的缩比试验方法研究。介绍了测向交叉定位系统的原理并推导了定位精度的克拉美罗下界。设计了缩比试验场景并对比分析了缩比前后定位精度的克拉美罗下界,为开展定位精度的缩比试验提供了理论支撑。对缩比试验方法进行了仿真验证。仿真结果表明:测向交叉定位系统的缩比试验方法有效可行,可对100 km以外的真实场景开展缩比试验,缩比后的克拉美罗下界达到100 m量级。

一种固体火箭发动机喷管摆动冷流缩比试验方法

针对研究喷管摆动工况下扩压器工作特性的试验中存在:喷管摆动难以实现;若以高温高压蒸汽或者燃气作为引射介质,虽引射效率高但耗费巨大的人力物力等问题在发动机研制初期很难被采纳。该文提出一种以扩压器摆动等效喷管摆动,以冷空气作为引射和被引射介质的简化试验方法。数值计算结果与试验结果符合较好,试验方法经济实用,操作简单,可以作为摆动喷管固体火箭发动机研制初期的试验手段。

泡沫覆盖层对水下爆炸气泡射流防护机理缩比试验研究

水下爆炸会对水中结构物造成严重威胁.柔性覆盖层或夹层板能够降低水中结构物水下爆炸冲击响应,因此成为研究的热点.以往的研究多集中于覆盖层对冲击波的防护机理,适用于较远距离的水下爆炸情况.近距离水下爆炸除了冲击波外,爆炸气泡溃灭时产生的朝向结构物的高速水射流更为致命.该文针对这种情况,基于量纲原理,推导缩比相似关系,通过缩比模型水下爆炸试验发现了覆盖层表面空化微气泡群对爆炸气泡形成高速水射流过程产生干扰,提出了泡沫覆盖层钢板水下爆炸气泡射流防护机理.

舰用燃气轮机支架缩比模型试验方法研究

关键部件冲击试验是舰用燃气轮机抗冲击设计的必要考核手段。针对某燃气轮机支架系统抗冲击试验问题,首先,采用相似理论与等效冲击相结合的方法,选取与支架系统动力特性相关的物理量并推出相似关系。其次,确定支架冲击试验材料并通过试验得到力学特性,分析其受到的载荷、固有频率及模态振型。最后,提出一种燃机支架系统的缩比试验模型及试验方法,并通过有限元模型进行模态分析和冲击仿真计算,验证了支架缩比试验模型与原模型的等效性。结果表明:缩比试验模型一阶、二阶固有频率与原模型的相对误差均在10%以内;相对位移响应误差为13.69%,绝对加速度响应误差为3.18%,相对误差均在20%内,满足工程要求。验证了支架系统缩比模型及试验方法的有效性,为燃机支架系统抗冲击试验提供技术支撑。

大型设备支撑结构抗冲击缩比试验方法研究

为给某核动力大型设备支撑结构的抗冲击设计提供试验依据,确保其抗冲击能力满足相关规范要求,需选用该大型设备及其支撑结构缩比模型作为抗冲击技术研究对象,在标准中型冲击机上进行冲击试验。依据π定理对该大型设备支撑结构缩比模型抗冲击试验进行理论分析,获得3种可以选用的试验工况;通过改变缩比模型加速度值使得缩比模型的支撑结构根部最大应力强度与原型达到一致,解决了π定理推导中的试验条件难题。本研究建立的分析方法可为大型设备的支撑结构冲击机缩比试验提供参考。

喉衬材料抗热震性能缩比考核试验方法

发动机研制中需对喉衬材料抗热震性能进行考核,发展了一种用小型固体发动机模拟全尺寸发动机热载荷对喉衬材料抗热震性能进行考核的缩比试验方法。通过保证推进剂、燃烧室压强、点火升压速率和喉衬型面等参数与全尺寸发动机接近,来保证热载荷的相似,同时适当兼顾喉衬应力的状态。采用该方法较好地再现了某型发动机出现的喉衬组件断裂飞出的故障,在一定程度上验证了方法的有效性。对2种C/C材料的抗热震性能进行了对比试验,试验结果表明,2种材料的抗热震性能明显优于故障发动机使用的三向绕纱C/C材料,其中炭布-穿刺C/C材料稍优于无纬布-穿刺C/C材料。

水下爆炸离心机试验中爆炸荷载的缩比关系研究

水下爆炸原型试验受到场地环境等多种因素的制约,离心机缩比试验为研究结构在水下爆炸作用下的破坏提供了新的思路。离心机缩比模型试验通过放大一定倍数的加速度对模型进行缩比,同时模型在几何布局上缩小相应的比例达到与原型试验的几何相似。文章首先建立80kgTNT装药水下爆炸数值模型,并将计算结果与原型试验进行对比,确定合理的比例爆距观测点,验证模型可靠性,继而采用相同的材料参数与建模方式建立1gRDX装药(等效1.62gTNT装药)在不同离心加速度条件下的水下爆炸缩比试验数值模型,并将计算结果与离心机试验结果进行对比,讨论相似率在水下爆炸离心机缩比试验中的应用,研究不同的物理量在离心机试验中的缩比关系以及附加离心加速度对缩比试验中水下爆炸动态荷载的影响。

铬污染土壤电动修复三维缩比模型装置试验研究

为建立具有广泛适用性的原位电动修复试验方法,采用自制的三维土柱缩比试验装置对Cr(Ⅵ)污染土电动力学修复技术进行初步研究.分析国内某铬盐厂旧址处铬污染土壤的类型、性质及污染程度,采用与场地土土样理化性质相同的土壤,添加含有一定浓度的重铬酸钾溶液,制备含大量Cr(Ⅵ)的重塑土,并将作为研究对象应用电动力学修复技术进行三维缩比土壤修复试验,通过电极的排布方式、电势差、洗脱剂及增强剂的选择等,找到最佳修复条件.结果证明,该试验装置进行的三维缩比试验有效,为Cr(Ⅵ)污染原位土修复提供借鉴.

基于缩比模型的独立车轮转向架蛇行运动研究

独立车轮可绕车轴自由转动,轮轴之间的刚性耦合被解除,导致轮轨纵向蠕滑力消失.轮轴系统在直线上难以自动对中,其导向问题亟须解决.通过将麦弗逊悬架结构应用于独立车轮转向架,并采用相似理论论证缩比模型的可行性,建立同侧转动轴线呈“V”字形倾斜的独立车轮转向架1/20比例模型,并制作样机进行直线运行试验,同时开展全尺寸转向架模型动力学仿真.研究结果表明:新的独立车轮转向架在直线上能够重现蛇行运动现象,仿真结果与缩比试验结果相吻合,并且随着运行速度的提升,独立轮对的蛇行运动愈发剧烈;在轮轴系统中安装刚度为7.5 MN/m的横向弹簧,能够使转向架前轴横向运动幅值和频率分别降低72%和79%;通过调整一系悬挂参数和横向弹簧刚度,可以实现转向架的直线自动对中.

叶片转动对风机引雷能力影响的模拟试验研究

风力发电机组与其它地面雷击目标物相比,最显著的特征是其叶片在遭受雷击时一般处于转动状态。为了研究叶片转动对风机引雷能力的影响机理,该文设计选取了适用于研究风机接闪试验的圆弧形高压电极,施加负极性250/2500μs标准操作波,对典型2MW风机的1:30微缩模型进行了叶片静止和旋转等不同状态下的接闪放电比对试验。采用升降法获取50%放电电压,并进行放电过程观测,结果表明:在1和1.3m间隙条件下,击穿电压随着叶片转速的提升而提升,先导连接位置随着转速的提升更加接近叶尖,叶片转动导致风机的引雷能力降低。分析认为叶片的旋转改变了叶尖区域的电荷分布,使叶尖上行先导发展不充分,从而影响了放电发展过程。所得结果可为风电机组的防雷保护提供参考借鉴。

接闪器对旋转风机引雷能力影响的试验研究

为研究接闪器对旋转风机引雷能力的影响机理,设计了典型2 MW容量风机的1:30微缩模型,考虑了叶尖部分2种典型接闪器类型,利用波形参数为-250/2 500μs的负极性操作冲击波开展了旋转风机模型的接闪放电试验。试验采用升降法获取了各工况条件下的50%放电电压,并进行了放电过程观测。试验结果表明:在长度为1 m的间隙条件下,间隙的击穿电压随着叶片转速的升高而提升,最多提升4.07%;同时,随着接闪器曲率半径的增大,间隙击穿电压降低,迎面流注的连接位置更加接近高压电极,风机的引雷能力也增强,叶片转动对风机引雷能力的影响程度减小。分析认为,接闪器的曲率半径和叶片的转动改变了叶尖区域的电荷分布,对叶尖接闪器流注的产生和发展产生影响,从而改变了风机的引雷能力。试验结果为风电机组的接闪器设计提供了参考借鉴。

高燃压中型运载火箭发射地面低高度排导技术

综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。