焊接产品见证件背弯试验件裂纹原因分析及措施

分析了在核3级容器的制造过程中,对在弓形边缘板的产品见证件进行试验时,背弯试件出现裂纹的原因及采取的相应措施,并以RCCM为依据,重新进行了试验,从而使焊接产品见证件得以关闭。

渐开线斜齿轮单齿弯曲疲劳加载试验方法研究

针对渐开线斜齿轮的弯曲疲劳强度试验测试问题,利用RomaxDesigner仿真软件研究了不同齿宽和螺旋角的齿根弯曲应力变化规律和载荷分配关系,得到了最大应力及相应的接触线位置及其载荷,可用于斜齿轮单齿弯曲疲劳试验的加载位置和加载载荷的确定。对比分析了不同螺旋角齿轮弯曲应力仿真值与GB/T3480-1997中通过一系列修正系数得到的计算值,发现二者存在较大区别,证明了对斜齿轮进行弯曲疲劳试验的必要性;同时提出了斜齿轮弯曲疲劳强度试验方案。斜齿轮弯曲疲劳试验的结果可以转换到国家标准中,以提高斜齿轮弯曲强度评估的准确性。

轮齿相邻齿齿根应力试验研究

本文通过对受载轮齿及其相邻齿齿根应力实验研究,得出相邻齿根应力的分布规律,并提出间隔一齿加载的轮齿弯曲疲劳试验方法。

弹性机翼阵风减缓控制策略风洞试验

介绍了2种用于弹性机翼阵风减缓的控制策略。第1种控制策略是模态阻尼增强的阵风减缓(MDEGA),通过反馈翼尖振动速度驱动副翼做卸载偏转,从而减缓机翼的动载荷及振动。第2种控制策略是基于阵风感知的阵风抑制(GSBGS),由阵风探测器感知阵风速度并前馈给副翼做出偏转,利用副翼操纵力抵消阵风载荷。为验证2种控制策略的实施效果,以某弹性飞机缩比模型的大展弦比机翼为研究对象,进行了阵风载荷减缓原理风洞试验。试验结果表明2种控制器对机翼一弯模态的阵风响应减缓效果显著,翼根弯矩和翼尖过载峰值的减缓量均超过50%。与MDEGA相比GSBGS对峰值外频率点阵风响应的减缓更加有效。2种控制策略各具特点,可为工程设计提供参考:MDEGA等效于增加结构阻尼,不需要精确测量阵风,但受气动伺服弹性稳定性约束;GSBGS是开环控制,不改变飞机动态特性,但严重依赖于阵风探测的精度。

含摩擦齿根弯曲应力载荷历程计算与测试

以主动轮齿为对象,考虑法向力和摩擦力的共同作用,研究齿对从进入到退出啮合过程中齿面摩擦对弯曲强度的影响。根据齿面摩擦力的变化规律,提出以分度圆为界将啮合区划分为上啮合区和下啮合区,推导出不同啮合区的含摩擦齿根弯曲强度计算式。实例计算显示,上啮合区考虑摩擦比不考虑摩擦齿根弯曲应力值约大3%;下啮合区考虑摩擦比不考虑摩擦齿根弯曲应力值约小4%;齿根弯曲应力在节点处的突变较好地反映了摩擦力在该点的突然换向。测试结果与计算值比较表明,齿根弯曲应力历程曲线的变化趋势一致;若计算式中引入动载系数,测试值与计算值的偏差小于10%。测试结果初步验证了上述计算模型的正确性,考虑摩擦时齿根弯曲应力计算值更可靠。

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。