旋转状态下叶片振动应力的断口反推法

 提出了一种确定航空发动机叶片振动应力的新方法——断口反推法。该方法依据断裂力学的基本原理,从叶片实际断口测得裂纹疲劳扩展速率 da/d N值,并利用材料的裂纹扩展速率 da/d N同裂纹应力强度因子幅值 ΔK之间的关系,确定出叶片在振动应力作用下的振动应力强度因子;然后采用有限元数值计算方法对叶片进行静力分析、模态分析及裂纹应力强度因子计算,最后反推出叶片在旋转状态下振动应力值的大小。该方法根据叶片的实际断口情况计算出叶片在断裂之前的振动应力值,对于叶片的故障分析及故障排除将具有重要的意义。     

Ti-6Al-4V/ELI钛合金250℃裂纹扩展性能

高温环境下裂纹扩展性能是进行航空金属结构损伤容限设计的重要依据。本工作测定典型航空钛合金Ti-6Al-4V/ELI在两种温度(25℃和250℃)、三种应力比(0.06,0.5,–1)下的裂纹扩展性能;采用割线法处理实验数据,获得材料的裂纹扩展速率da/d N-ΔK曲线和da/d N-ΔK-R曲面,进行裂纹扩展性能对比分析;通过疲劳断口SEM分析高温和载荷联合作用对裂纹扩展性能的影响机理。结果表明:在相同的应力强度因子变程ΔK下,疲劳裂纹扩展速率da/d N随着应力比R的增加而变快;Ti-6Al-4V/ELI的高温断口表面可见氧化产物和大量二次裂纹,温度升高导致材料裂纹扩展过程逐渐由解理断裂向准解理断裂转变;氧化产物的加速作用和二次裂纹分支的减速作用共同影响材料的裂纹扩展性能,应力比R为0.5或0.06时,氧化加速和分支减速作用基本相抵,裂纹扩展受温度变化影响并不明显,拉压加载下应力比为R为–1时,二次裂纹受温度与载荷的充分影响密集萌生并深化,使得Ti-6Al-4V/ELI在高温环境下裂纹扩展速率慢于室温下扩展速率。     

铝合金搅拌摩擦焊缝和母材疲劳裂纹扩展行为

对7075-T6和LC4CS两种铝合金搅拌摩擦焊缝的疲劳裂纹扩展(da/d N)行为进行实验研究,并与7075-T6母材疲劳性能进行对比分析。结果表明:沿焊缝中心、前进和后退边方向,7075-T6搅拌摩擦焊疲劳裂纹扩展速率da/d N均低于LC4CS的da/d N;但沿垂直于焊缝方向两者da/d N基本一致;同种材料焊缝中心da/d N为最低,其次是后退边和前进边,而沿垂直焊缝方向da/d N为最高;7075-T6焊缝中心da/d N与其母材比较,低载荷ΔK下焊缝中心的da/d N较低、但高ΔK下母材的da/d N较低;在前进边、后退边和母材区域疲劳裂纹断口形貌明显不同,在母材区域可以观察到典型的疲劳条纹特征;但沿焊缝中心(焊核)的疲劳裂纹断口,没有任何疲劳条纹特征;7075-T6搅拌摩擦焊缝比LC4CS焊缝具有更好的抗疲劳裂纹扩展阻力,在高ΔK载荷下搅拌摩擦焊核区细小等轴晶粒不能提高疲劳裂纹扩展阻力。     

LY12CZ铝合金的疲劳门槛值及宽范围裂纹扩展速率的研究

用降载、升载和恒幅试验程序测定了LY12CZ铝合金板材在三种应力比(R=0.5,0和-1)下的疲劳门槛值及宽范围的裂纹扩展速率.研究结果表明,三种应力比的da/dN-ΔK曲线上所出现的相同转变点与微观扩展机制、裂纹表面的形貌和材料本身特性有关;裂纹闭合效应是引起应力比相关性的重要机制;用裂纹闭合模型计算的裂纹张开应力相当好地关联了在宽范围速率(da/dN=10-8～10-2mm/cycle)内的三种应力比的da/dN与有效应力强度因子范围ΔKeff的关系.     

应力比和腐蚀环境对超高强度钢AerMet100疲劳裂纹扩展的影响

采用载荷控制与应力强度因子控制两种方法研究超高强度钢AerMet100在不同裂纹扩展速率区域受到应力比和腐蚀环境影响的疲劳裂纹扩展行为。利用扫描电子显微镜(SEM)对断口进行观察。结果表明:疲劳裂纹扩展速率da/dN≤1×10-5mm/cycle时,当应力比R≤0.5,疲劳裂纹扩展门槛值ΔK th随着应力比R增加而减小,当应力比R≥0.5,疲劳裂纹扩展门槛值变化趋于平缓;在da/dN≥1×10-5mm/cycle时,疲劳裂纹扩展速率出现不受应力比影响的收敛现象。在da/dN≥1×10-5mm/cycle时,腐蚀环境会加速疲劳裂纹扩展;在裂纹扩展速率da/dN≤1×10-5mm/cycle时,由于氧化致裂纹尖端闭合效应,腐蚀环境导致裂纹扩展变慢,并使裂纹扩展门槛值增大。     

用于预腐蚀航空铝合金材料疲劳寿命分析的腐蚀当量裂纹的抛物线模型

为了节省直升机材料研制费用并缩短研发周期,本文试图以理论模拟方法代替腐蚀疲劳试验。试验测定了2种航空铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能,根据试验观测现象和断口扫描电子显微镜(SEM)分析结果,建立了新的腐蚀凹坑当量裂纹的抛物线模型,并基于线弹性断裂力学方法推导了预腐蚀铝合金表面腐蚀凹坑当量裂纹的应力强度因子新公式,发展了疲劳载荷作用下航空铝合金材料的预腐蚀疲劳寿命估算方法。最后,采用本文的模型和算法对2种铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能进行了模拟,发现本文所提新模型和算法的模拟结果与试验数据吻合良好,预测得到的预腐蚀铝合金疲劳性能比传统的半椭圆模型和半圆模型具有更高的预测精度。     

基于小裂纹理论的GH4169高温合金的疲劳全寿命预测

将基于小裂纹理论的疲劳全寿命预测方法应用于恒幅载荷作用下的高温合金GH4169材料的全寿命预测。采用单边缺口试样研究了该合金在室温下应力比为0.1和0.5的自然萌生的小裂纹的起始和扩展行为,结果表明疲劳小裂纹均起始于试样表面夹杂,并且小裂纹扩展寿命占疲劳全寿命的大部分比例。在裂纹扩展速率da/d N低于10-5mm/cycle的区域,表现出明显的小裂纹效应。基于小裂纹和长裂纹的扩展数据,利用Newman裂纹闭合模型,获得了裂纹扩展的da/d N-ΔKeff基线数据。对高周疲劳试样的断口形貌进行观察,得到以材料夹杂尺寸作为初始裂纹尺寸的值ai。根据初始裂纹尺寸和裂纹扩展的基线数据,利用FASTRAN软件,对GH4169合金的疲劳全寿命进行预测,并用高周疲劳试验S-N数据对预测结果进行评价,预测与试验结果能够很好地吻合。     

金属加筋壁板疲劳裂纹扩展研究

进行了铝合金工字型长桁加筋壁板的疲劳裂纹扩展分析与试验研究。利用线弹性断裂力学和有限元法计算工字型长桁加筋壁板的应力强度因子,以NASGRO软件中的裂纹扩展率方程及考虑载荷交互作用的广义Willenborg模型为基础,利用循环接循环进行裂纹扩展计算寿命,并与试验数据相比较。结果表明,预测的寿命与试验结果吻合较好。     

应力比对Ti-6Al-2Zr-1Mo-1V合金疲劳裂纹扩展行为的影响

采用三点弯曲试样,对钛合金Ti-6Al-2Zr-1Mo-1V在R=0.1,0.3和0.5三个应力比条件下的疲劳裂纹扩展行为进行研究,得到相应实验条件下的疲劳裂纹扩展速率,并结合断口分析探讨应力比R对该合金疲劳裂纹扩展行为和断裂机理的影响。结果表明:随着应力比R增大,Ti-6Al-2Zr-1Mo-1V合金在同一ΔK时的疲劳裂纹扩展速率增大,裂纹扩展对应的应力强度因子ΔK范围和扩展门槛值ΔK_(th)减小;三个应力比R作用下试样的疲劳断口表面均可见一些疲劳台阶和二次裂纹;随着应力比R的增加,试样断口表面粗糙度增加,二次裂纹减小;在R=0.1,0.3和0.5三个应力比条件下的疲劳断裂均表现为穿晶断裂。     

孔边裂纹塑性应变疲劳扩展试验研究

简介了循环J积分ΔJ*path体系,以16MnR钢单边椭圆孔边裂纹试件进行了6种循环应力比的恒幅应变疲劳裂纹扩展试验,采用材料应变疲劳循环加载条件下的应力-应变关系,通过弹塑性有限元素法计算ΔJ*path参量,研究了孔边高应变区裂纹塑性应变疲劳扩展规律。结果表明：ΔJ*path能够作为缺口高应变区裂纹塑性应变疲劳扩展的控制参量,与裂纹扩展速率da/dN之间的指数关系,可通过相同材料的标准试件应力疲劳裂纹扩展由Paris公式与ΔJ*path=ΔK2/E转换得到。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

Interfacial Properties Modification of Carbon Fiber/ Polyarylacetylene Composites

This work was dedicated to performing surface oxidation and coating treatments on carbon fibers (CF) and investigating the changes of fiber surface properties after these treatments, including surface composition, relative volume of functional groups, and sur- face topography with X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) and atom force microscopy (AFM) technology. The results show that, after oxidation treatments, interfacial properties between CF and non-polar polyarylacetylene (PAA) resin are remarkably modified by removing weak surface layers and increasing fiber surface roughness. Coating treatment by high char phenolic resin solution after oxida- tion makes interface of CF/PAA composites to be upgraded and the interfacial properties further bettered.