摘要：大型综合环境试验箱作为大型设备环境适应性及可靠性试验的重要设备之一,对产品的性能及评估优化具有重要作用。本文的目的是通过系统阐述大型综合试验箱的工作原理及设计,为后续的系统优化提供依据;同时利用CFD数值模拟计算得到不同送风速度下的速度场分布。数值模拟计算结果表明,空箱运行时,试验箱内会形成回旋涡流现象;但增加振动台及试验件时,这一现象消失,但送风侧的速度下降;随着高度地升高,气流速度呈现先下降后上升的趋势;增加振动台及试验件时,对速度场的扰流作用较大。

摘要：为获得公司试验室环境试验设备运行成本、开工率、新建试验室配电规划依据关键数据,本文设计开发一种环境试验设备能耗可视化系统。文章首先研究环境试验设备能耗可视化系统的架构、工作原理;接着研究电能数据获取、上传并建立数据库;最后根据用户需求研究人机交互的可视化层。所研发的环境试验设备能耗可视化系统投入运行证明了其有效性。

摘要：密封胶是飞行器结构的重要组成部分,是结构密封安全性的基本保障。如果密封胶的性能参数不达标,则可能达不到其设计目标。对新型HM109改性聚硫密封胶进行测试分析,利用有限元软件开展模拟计算,使用Cohesive单元实现对密封胶层的模拟。通过观察胶层失效过程,确定飞行器密封结构在大载荷情况下密封胶层失效的过程;通过对比试验结果和模拟计算结果,验证有限元分析的可靠性。结果表明:试验所测得的参数应用于有限元模拟所得结果与试验结果基本一致,拉伸和剪切模拟最大载荷与试验平均结果误差分别约为3.74%、1.50%,模拟结果具有可靠性。

摘要：本文以船用聚氨酯隔振器作为研究对象,开展了加速寿命试验研究,选择聚氨酯材料样品进行热失重试验获取不同隔振器材料的活化能值,通过高温老化试验和静动刚度试验,获取样件的退化数据,对试验数据进行分析计算,评估得到聚氨酯隔振器在实际使用温度下使用时间,为类似产品的寿命预测提供支撑。

摘要：该文为了监控实验室振动试验实施运行情况,切实保障实验室振动试验的运行质量,通过设计一套振动试验工装,并对15家实验室随机振动试验进行研究,利用试验件监测点值进行比对,并在实验室间利用评判标准进行评判,计算其z值,发现参与本次随机振动试验比对的所有试验室比对结果值均|z|≤2,均满足判定准则的要求,验证了试验工装满足振动试验要求,试验方法满足振动试验需求,为业界同类检测实验室提供一定的参考,具有一定的借鉴意义。

摘要：为解决飞机手工铆接一致性差、劳动强度高等问题,设计一种带托架的半自动化电磁铆接系统,由控制单元、装配型架单元、回形托架单元、门形框单元、铆接单元和顶把单元组成。控制单元控制整体系统运动和施铆;装配型架单元为工件及其他单元的装夹提供刚度支撑;回形托架单元和门形框单元共同作用,保证铆接单元和顶把单元同步联动,实现电磁铆接的单人操作;回形托架单元利用平衡气缸克服铆接单元和顶把单元重力。针对铆接后坐力大的问题,设计缓冲器、顶持气缸双重减振结构来减弱后坐力对操作者的影响;同时根据不同铆钉直径所需铆接力的要求,通过调节顶持气缸压力以适应不同的铆接后坐力。托架坐标系X、Y、Z 3个方向均安装直线导轨,用于铆接单元与顶把单元铆接定位过程的同步导向,保证铆接一致性。利用托架的电磁铆接作业流程进行了5 mm铝铆钉的工件铆接试验。结果表明:所设计的系统能够完成小曲率壁板结构半自动化铆接。

摘要：中介机匣是航空发动机的重要承力构件,它处于风扇和外涵道中间,起着支撑和固定发动机的重要作用;因此,研究中介机匣在飞行时最大载荷下的结构强度,对于发动机的安全设计具有十分重要的意义。发动机工作时的气动载荷和机动载荷,作用在中介机匣各部位上的载荷总数多达24个,而且在多轴载荷作用下的载荷工况组合太多,如果仅针对单一工况设计专用强度试验加载方案,会费时费力且费用较高。因此,本文分析了某发动机中介机匣结构承受多轴载荷的特点,并设计了在多轴载荷状态下一种通用的载荷施加方案,不改变作动筒加载点位置和方向的前提下,能满足不同机动载荷和气动载荷组合形成的多轴载荷的强度试验要求。同时,以某发动机中介机匣强度试验任务书中的极限载荷为例,进行了试验载荷分析和试验实施,验证了该强度试验方法的有效性。

摘要：以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。

摘要：为保证宇航员在太空中的身体健康,太空跑台成为重要的设备之一;太空跑台通过安装支架固定安装在空间站核心舱小柱段上行。本文的目的是为验证太空跑台安装结构能够耐受上升段力学环境,对太空跑台进行有限元仿真分析。仿真结果表明:太空跑台结构设计合理,能够耐受空间站核心舱上升段力学环境。

摘要：基于航空发动机的高温气动载荷环境,对树脂传递模塑(RTM)工艺制备的TG800碳纤维/聚酰亚胺树脂复合材料带安装翻边和壳壁开口的圆柱壳机匣件开展了常温、200℃和260℃高温气动载荷下的仿真分析和承载性能试验。仿真计算得到复合材料机匣件的高应力水平发生在安装翻边和开口处。试验利用所设计的专用试验装置与机匣试验件合围成一套能够解耦内压和轴力的被试腔体结构,通过对被试腔体施加高温气体压力和机械静载联合模拟热气流载荷,相比传统的冲压胶囊加压方式,可以对机匣的翻边和开口处进行充分热压考核。常温、200℃和260℃承载试验后对机匣开口进行了无损检测,得到开口处的分层损伤区域随着载荷增大朝着正方和正圆的趋势扩大,260℃破坏试验得到TG800碳纤维/聚酰亚胺树脂复合材料机匣件的失效模式与传统金属机匣的筒体破裂不同,失效方式为安装翻边断裂。研究表明,RTM工艺TG800碳纤维/聚酰亚胺树脂复合材料结构件的力学性能在200℃以内具备良好的温度稳定性,安装翻边为复合材料机匣件在航空发动机热气流载荷下的薄弱区域,应作为机匣件减重设计的重要优化部位。