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对自然界中云滴到雨滴的转化和降雨的形成过程进行了阐述,同时对降雨过程中雨滴的形状、直径、降雨强度、终速度等的物性特点进行了分析.重点探讨了人工模拟降雨试验方法中关于雨滴直径0.5~4.5 mm、雨滴终速度9 m/s、行程、风速18 m/s等指标要求在实际试验中涉及的部分相关问题,基于对降雨过程和降雨引起的破坏机理的分析,结合淋雨设备原理和国内环境试验设备厂家现状,对现行GJB 150.8A—2009淋雨试验中的雨滴直径、雨滴终速度提出了补充完善的建议和意见. 相似文献
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目的对军用飞机淋雨试验进行降雨参数设计,为军用飞机实验室淋雨试验参数设计提供参考。方法采用逐一分析,横向对比的方法,对国军标中部分与淋雨试验相关的六个标准,以及国外的三个标准,在降雨强度、雨滴直径及降雨方向等的参数设置进行分析。结果总结降雨强度设计的规律以及各标准在实验室淋雨试验设计时的作用,给出飞机水密性淋雨试验和除雨性能淋雨试验的部分降雨参数设计。结论给出的降雨强度参数符合各标准的要求,所总结的规律建立在深层理解各个标准的基础上,为军用飞机实验室淋雨试验参数设计提供了参考。 相似文献
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介绍了GJB150.3A高温试验方法的由来以及与GJB150.3之间的联系和区别。重点对该方法中试验项目的剪裁、试验程序的选择、试验条件的确定以及试验顺序的安排进行了分析,并以某型直升机机栽天线为例,详细说明了该试验方法的应用,最后就其未来发展趋势进行了探讨。 相似文献
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对GJB 150A-2009进行了介绍与分析,重点论述了其与GJB 150-1986在性质、试验项目、编写格式等方面的差别,以及由此带来的剪裁标准对试验过程的影响和对产品环境适应性设计的影响. 相似文献
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介绍和分析了未来GJB 150A(810F方法520)中温度、湿度、振动、高度试验方法的目的、应用对象、试验剖面结构及其剪裁设计方法,指出了标准中存在的一些问题和不足之处,强调不能将此试验方法简单看成是一个四综合试验,而是4个因素中任几个因素的必要综合.文中将标准中《合格鉴定试验循环图》改成一个与试验步骤一一对应的更详细的试验过程控制图,内容更加直观并更具可操作性.最后指出,该试验方法尚不够成熟,需进一步完善补充并有环境工程专家参与才能很好地应用. 相似文献
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针对诱发滑油温度传感器故障模式的主要环境因素进行了分析,确定了影响滑油温度传感器可靠性的敏感环境应力。根据滑油温度传感器结构间的逻辑关系和可靠性框图,建立其故障树,找出了潜在薄弱环节作为可靠性强化试验的主要关注点。依据可靠性强化试验理论设计了试验方案,并制定了试验剖面。 相似文献
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目的 提出一种基于试验场实采道路载荷谱,通过虚拟迭代技术修正台架试验动力学模型,从而实现多系统的“整车级”道路模拟试验的方法。方法 围绕台架关联试验场坏路,基于累积损伤模型、四点雨流计数法和模态分析展开研究,通过道路载荷谱的采集,预处理、压缩,在台架上复现零部件于整车上的运动姿态、失效形式与模态振型。最终完成以整车道路载荷谱为期望信号的台架迭代,以虚拟迭代为指导的模型修正,建立车辆道路时序信号与试验台架加载谱的相关性转化映射关系,执行基于液压伺服七轴试验台的多轴耐久试验,并实现以计算机模态分析、疲劳分析为指导的联合验证。结果 各零部件的试验结果为合格,与试验场一致。实现了多系统的同时验证,准确复现待测系统的运动姿态、失效形式及模态信号。结论 该试验方法建立起了整车级道路模拟试验标准,即通过虚拟迭代试验技术调整台架试验的动力学模型,为多系统道路模拟试验迭代不收敛的情况提出了解决方案。 相似文献
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目的 设计一种能够模拟工程塑料实际服役工作环境的试验装置,在多型自然环境中,构建兼具环境因素侵蚀与载荷应力耦合作用的试验条件。方法 研制工程塑料环境因素与载荷应力协同作用试验装置,采用包括拉伸加载、弯曲加载、控制系统等组件的模块化设计,实现0.01~16 Hz加载频率的拉伸及弯曲载荷,最大1 550 kg的拉伸载荷,最大375 kg的弯曲载荷。结果 将研制完成的试验装置置于多型自然环境下对试验施加恒定和交变载荷,以真实模拟工程塑料实际服役中的环境因素与载荷应力协同作用。结论 试验装置制造加工难度小,结构稳定可靠,可用于评价和研究工程塑料等系列类型材料的环境损伤性能演变。 相似文献
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目的 评估飞行器产品在飞行过程对热–离心综合环境的适应性,研制一套热–离心综合环境试验用热控装置。方法 从热–离心试验需求出发,完成综合试验系统总体研制目标及系统方案设计。针对高g值离心环境(离心加速度值≥90g)下的热载荷加载需求,开展基于热传导的热载荷加载方法研究,并完成适用于高g值环境的热控装置硬件布局优化设计。提出基于分段包络思想的产品响应温度梯度分布效应模拟方法及实现,减少过试验考核。结果 利用该热控装置完成了热–离心综合环境功能验证试验,设置最大加速度为92g,保载时间为3 min,最高加热温度为150℃,最大温升速率为3℃/min,3温区控制,升温过程中,温度误差优于±1.5℃。结论 该热–离心综合环境试验用热控装置可用于飞行器产品热–离心综合环境试验的考核。 相似文献
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目的对某发射装置发控盒进行散热设计和热分析。方法基于热仿真软件FLOTHERM建立热仿真模型,对该设备进热仿真分析,以得到该设备内部温度分布云图及温升明显元器件的温度值,然后对该设备进行热测试。结果热仿真和热测试结果表明,发控盒内存在发热大、温升较高的元器件,但所有元器件温度均在允许的正常工作温度范围内。结论通过热分析可知,该设备的热设计基本满足要求,并为结构设计的优化提供了依据。 相似文献
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