车辆高原环境模拟试验技术发展现状综述

由于高原环境对车辆性能影响的严酷性,现代车辆的高原环境适应性越来越受到重视,推动了车辆高原环境模拟试验技术的快速发展。阐述了车辆高原环境模拟试验技术的基本内涵,以及车辆高原环境适应性试验的类型、特点和试验项目等,分析了国内外高原环境模拟试验技术研究与发展概况。以某型车辆高原环境实验室为例,详细介绍了车辆高原环境实验室的结构、功能及原理。     

装药结构热安全性试验方法及其特点分析

目的 在装药结构的热安全性试验时选择合理的加热方法.方法 从燃料、加热速率、温度范围、温度可控性、温区可控性、对试件影响等方面对开放油池火烧、可控喷射火烧、红外辐射灯阵、电加热带、电加热箱等常用的加热方式进行对比分析.结果 对于快烤加载,红外辐射灯阵兼具开放油池火烧和可控喷射火烧的优势,能够实现温度为800～1200℃...     

短波长X射线衍射技术及在环境工程中的应用展望

介绍了短波长特征X射线衍射无损检测分析原理和方法,无损地测定了预拉伸铝板、高强钢孔挤压件、铝合金搅拌摩擦焊接件等材料部件的内部残余应力、内部物相、内部织构及其分布,并分析讨论了测试结果。该仪器具有体积小,投资少、使用维护方便等优势,展望了该无损检测分析技术在装备环境工程中的应用前景。     

温度交变下液态乙烷回气管线热应力数值计算与现场测试

为解决低温交变载荷下液态乙烷回气管线面临的安全问题,采用有限元法和现场试验研究管线在低温交变载荷下无裂纹和含轴向裂纹管线的热应力分布.结果表明:管内温度沿周向和轴向分布具有较大的不均匀性,内外壁温度分布趋势基本相似;随着计算时间的延长,管线整体热应力先增大再减小;卸压、温度回升过程中,管内温差逐渐减小,热应力逐渐减小;...     

GJB 4239《装备环境工程通用要求》在直升机研制中的应用研究

根据直升机及直升机型号的特点,结合直升机环境工程及传统研制、设计经验,提出了直升机及直升机型号研制中贯彻GJB 4239的具体实施程序和方法,试图将GJB 4239的通用要求转化为直升机和直升机型号系统、部件/设备环境适应性分析、设计、试验及管理具体实用,易于操作的工程技术要求,并提出直升机研制中环境试验与评估的实施要求和方法。     

基于正交试验方法的毛细矩形槽道平均流速影响因素分析

目的 分析毛细矩形槽道平均流速的影响因素.方法 通过公式推导毛细矩形槽道平均流速的有关影响因素,并且从中提取出部分因素,选用三因素三水平的正交试验表对流速进行分析,三因素分别为槽道宽度、槽道深度、槽道长度.通过CFX仿真得出对应的平均流速.结果 得到了各因素水平变化对毛细矩形槽道平均流速的影响程度.槽道宽度及槽道深度对...     

深水水下测试树球阀剪切连续油管性能分析

为研究不同工况、不同结构参数对于深水水下测试树球阀剪切连续油管性能的影响,采用有限元分析软件建立剪切分析模型,对不同工况下剪切过程进行数值模拟,并与试验对比验证分析模型的准确性;结果显示,有限元模型结果与试验结果相对偏差小于5%;油管剪切过程中会出现2个剪切力矩峰值,通过分析不同工况下2个峰值变化规律,发现油管承受拉力越大、球阀剪切速度越小、球阀外径越小剪切过程所需剪切力越小,剪切性能越好。研究结果表明:得到的剪切模型及不同工况下剪切力变化规律,可为水下测试树的设计选型及现场应用提供指导及参考意义。     

附加电场对中空纤维膜污染的减缓作用

通过对新型附加电场的中空纤维膜组件的实验室研究,探讨了电场对缓解微滤膜污染的作用.在恒定流量下过滤含有20mg/L腐殖酸的原水,无电压时,跨膜压力从0.0200MPa上升到0.0300MPa耗时2h,而施加60V电压时该时间段延长至10h.研究表明,原水中的腐殖酸在电场中发生电泳迁移,减少了向膜表面的移动,其对膜的污染被减缓;同时腐殖酸在电场中发生凝聚现象,沉积在膜表面形成疏松的滤饼层,是跨膜压力增加缓慢的另一原因.     

基于可靠性分配的整机加速因子计算方法研究

目的验证长寿命高可靠整机产品的可靠性。方法基于RPN数据的可靠性分配方法,得到子系统在各故障模式下的失效率,接着针对导致各故障模式发生的多种应力,研究温度循环、温度驻留、湿度、振动应力下的加速因子,推导出整机加速因子计算公式,并以某典型电子产品加速试验为例,验证该方法的有效性。结果整机加速因子为322.5,比传统方法计算得到的4.78×105更符合实际情况。结论基于可靠性分配的整机加速因子计算方法为整机可靠性验证提供了合理的理论依据。     

直升机尾桨叶翼型段疲劳试验技术研究

目的 提升尾桨叶翼型段疲劳试验安装和调试速率,加快考核出尾桨叶翼型段疲劳性能和疲劳寿命。方法 通过标定出尾桨叶翼型段挥舞与摆振标定系数和预扭角,分析出一种通过理论计算出安装攻角的方法,利用理论计算出的攻角指导实际安装攻角,调整攻角值到实际加载满足试验要求的载荷值,在尾桨叶翼型段安装和调试完成后进行了疲劳试验。结果 4件尾桨叶翼型段理论计算攻角值与实际安装攻角进行对比,安装攻角理论值与实际值偏差范围在1.5°以内,并且4件尾桨叶翼型段疲劳试验载荷分布误差小于4%,疲劳性能满足6000飞行小时的疲劳寿命要求。结论 尾桨叶翼型疲劳试验中,理论计算攻角值具有加快估算安装攻角的意义,提升疲劳试验效率,试验调试载荷分布基本一致。经过尾桨叶翼型段疲劳试验验证后,试验件疲劳性能良好且稳定,为后续科研试验转入鉴定试验提供了基础。