铝合金四通管件电磁成形试验研究

针对结构材料LF3铝合金管材,开展了电磁成形翻边极限和四通管件成形试验研究.结果表明,电磁成形工艺可以提高LF3铝合金成形极限,在采用合理的工艺参数和预制孔结构尺寸的条件下,可以成形较高精度的四通管件.     

超高强韧稀土镁合金直筒段锻造成形工艺

基于航天型号对超高强韧稀土镁合金构件产品的迫切需求，本文以航天器中的直筒段产品为研究对象，采用近等温锻造挤压成形工艺技术，开展VW84M高强韧稀土镁合金材料的锻造工艺性能研究，分析了直筒段的工艺结构特点，制定了直筒段的锻造成形工艺，通过三维建模、数值模拟技术和成形工艺试验，研究了直筒段的成形过程，分析了坯料的金属流动、温度变化特点，并通过成形工艺试验试制出锻件产品。结果表明，VW84M稀土镁合金在440 ℃的锻造温度时，在合适的挤压速度下具备良好的塑性成形性能，该材料具备实际工程应用能力；数值模拟得到的挤压载荷为64.72 MN，实际挤压载荷为60 MN，相差7.8 %，数值模拟结果与工程试验有较高的结合度；工艺试验得到的直筒锻产品，切、轴向力学性能指标优于预期，抗拉强度不小于340 MPa、屈服强度不小于210 MPa、延伸率不小于6 %的指标值。直筒段产品金属流线分布较为均匀，切向力学性能优于轴向。     

LF3铝合金管自由磁胀形工艺及其形状控制

研究了LF3铝合金管无模电磁胀形工艺及不同工艺参数对胀形形状的影响规律，结果表明，放电能量，不同材料的保护管，放电频率及管坯成形长度对胀形形状有着显著影响，通过调整和选择上述工艺参数，可以控制圆管的胀形形状。成形管的中部形状为圆筒状，随状为形能量和频率增大，成形管径向变形也随之增大，而管坯端口处则随着保护管材料电阻的增大，口部由锥形向喇叭形变化，管坯成形长度对制件形状的影响表现为成形长度增加，制件中部圆筒状长度也增加，而端口部均呈尺寸大致相同的锥形或喇叭形，当管坯成形长度大于40mm时，在成形能量相同的条件下，制件在管坯端口和固定器附近的变形几乎一致，而与成形长度无关。     

球形零件上的筋包成形工艺

一、概述图1所示的球形烟灰盒外壳零件,材料LF21M,料厚为0.5毫米,系根据样机产品测绘设计的。球形烟灰盒外壳的特点是,零件壳体上部在32°位置上有一个进烟灰的椭圆形筋包口,根据产品外形尺寸设计要求,零件表面要求光滑平整。试制生产中,我们采用了软阳模一次切口并胀形工艺方案,因为软阳模成形具有这方面的优点:它只要刚性阴模和一个弹性软质阳模即可,在压力作用下来改变零件形状,使毛料贴合阴模模腔,达到成形的目的,它能克服传统冲压工艺存在的因阴阳模间隙不协调而引起零件表面压伤或压痕的缺陷问题。     

LF6铝合金超塑性研究

本文对硬状态LF6铝合金板材的超塑性进行了研究。发现这种状态的合金,不需专门的预处理,就可呈现出很显著的超塑效应,其延伸率可达463％。力学特性和金相研究结果表明,LF6铝合金由于第二相粒子的作用,可以获得细小、稳定的晶粒,因而其超塑效应十分显著。此合金超塑变形的主要机制是晶界滑移,起调节作用的机制主要是品内滑移。本文的研究工作可使某些合金超塑成形的预处理工作结合在原材料生产过程中进行,从而可以简化超塑成形的工艺过程,扩大这种新工艺的应用范围。     

挤压工艺对镁合金组织性能的影响

介绍了ＭＢ１５镁合金棒材和型材的挤压成形工艺，以及不同挤压成形工艺生产的棒材，型材的组织及性能情况。论述了一次和二次压成形工艺对镁合金棒材和型材的组织、性能的影响。     

飞机桨帽的变薄旋压成形工艺

在机械制造业中,一些薄壁回转体零件采用变薄旋压加工的方法,不仅可以节约资金、节省材料,而且还能解决用其它方法难以成形等一系列问题。图1为某飞机螺旋桨桨帽。它在空气引入发动机前起整流作用。材料为LF2M,壁厚1.5±0.2mm,是曲母线回转体(没有理论母线方程),外表面要求圆滑过渡,表面粗糙度应符合样件,不得有旋压痕、凹坑及其它缺陷。如果用拉深及普通旋压等方法需6～8道工序及大量昂贵的模具。根据该零件的特点,     

5A90铝锂合金型材折斜角成形性能的试验研究

型材一次折斜角成形是航空零件制造工艺的重要方法之一。本文通过新研制的5A90铝锂合金型材折斜角成形试验的研究，得到了极限开斜角和闭斜角值，为新机的设计及生产工艺提供了重要的指导依据。     

LF3铝合金管自由电磁胀形工艺及其形状控制

研究了LF3铝合金管无模电磁胀形工艺及不同工艺参数对胀形形状的影响规律。结果表明 ,放电能量、不同材料的保护管、放电频率及管坯成形长度对胀形形状有着显著影响 ,通过调整和选择上述工艺参数 ,可以控制圆管的胀形形状。成形管的中部形状为圆筒状 ,随着变形能量和频率增大 ,成形管径向变形也随之增大 ,而管坯端口处则随着保护管材料电阻的增大 ,口部由锥形向喇叭形变化。管坯成形长度对制件形状的影响表现为成形长度增加 ,制件中部圆筒状长度也增加 ,而端口部均呈尺寸大致相同的锥形或喇叭形。当管坯成形长度大于 40mm时 ,在成形能量相同的条件下 ,制件在管坯端口和固定器附近的变形几乎一致 ,而与成形长度无关     

型材淬火二次拉弯

飞机的框、肋骨架零件,除采用滚弯成形外,多数都采用拉弯成形的方法。型材拉弯成形的方法有多种,这里介绍我们在生产实践中采用的淬火二次拉弯成形方法,简称二次拉弯。无产阶级文化大革命前,由于受苏修旧的工艺方法的束缚,长期沿用M料一次拉弯成形的方法。这种方法的工艺过程是:M料预拉伸—弯曲—补拉—手工校形—淬火—手工校形。少数零件也采用淬火一次拉弯的方法。这     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

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.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

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。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。