复合材料构件模具材料选择模糊决策研究

为了实现复合材料构件模具材料的计算机辅助决策,在分析研究复合材料构件模具材料选择的知识和经验的基础上,运用加权多因素模糊模式识别技术,同时结合基于规则的推理（RBR）技术和权重动态调整技术,实现了具有一定自适应功能的复合材料构件模具材料选择模糊决策方法.实践表明,该决策方法能够很好地实现复合材料构件模具材料选用的快速智能化决策.     

复合材料模具模块化、规范化、数字化快速设计研究

复合材料构件成型模具规范化敏捷设计技术是飞机数字化制造的关键技术之一。根据复合材料热压罐固化成型模具的特点,分析了模具的结构特征、设计规范以及参数化设计的可行性,提出了复合材料固化成型模具模块化和参数设计的算法,在CATIA环境下开发实现了完整的复合材料固化模具设计的功能,并进行了实例化验证,为复合材料构件模具设计提供了一个有效的方法。     

纤维增强复合材料在模具上的应用动态

伴随着航空用复合材料零件的大型化、复杂化、高精度化及批量化的发展趋势,航空制造工业对复合材料零件成型所用模具提出了更高要求。从模具材料角度分析了纤维增强复合材料应用于模具的优势;介绍了模具用纤维增强复合材料的概念和模具的制造过程;综述了纤维增强复合材料模具在国内外的应用情况及发展趋势;提出了发展复合材料模具的必要性和迫切性。     

分区自加热复合材料模具设计与应用

直接使用复合材料制成的模具可大幅度减少模具–构件热膨胀系数不匹配导致的构件固化变形。复合材料模具自加热技术是实现构件高质、高效固化的重要发展方向,然而现有模具自加热方法难以避免地引入大量加热元件和线缆,在反复热循环后易导致模具结构失效,寿命缩短。针对上述问题,提出了一种基于电各向异性层合结构的复合材料模具分区自加热技术,通过向碳纤维层合板层间插入电导率调制层形成单向导电的碳纤维层合结构,直接对其局部通电形成若干可独立控温的条带状加热区域,最终在不引入任何加热元件、线缆的前提下,实现模具温度场的分区控制。相较传统自加热模具,分区自加热复合材料模具面内温度均匀性提高了92.1%,固化C型构件的回弹变形量减小了27.0%。分区自加热复合材料模具在满足与构件的热膨胀系数匹配的同时,实现了温度场的分区控制,为构件的高质高效固化提供了新思路。     

先进复合材料构件成型模具和工装技术

近年来,先进复合材料在现代飞机上的用量不断扩大,已经成为铝、钢、钛之外的第4大航空结构材料.复合材料在A380中用量达总重量的25％,在B787中更是达到了50％,在A350XWB结构上的用量达到了52％.其中应用最多的仍然是玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维、硼纤维等高性能纤维增强的树脂基复合材料,简称先进复合材料.其突出特点是构件在成型过程中,需要加热、加压和抽真空等工艺条件,材料成型和构件成型同时完成,其形位精度主要依靠相应的模具和工装来保证.市场对先进复合材料产品质量、性能、成本、周期等要求的不断提高,促进了先进复合材料工艺技术及其模具和工装技术不断创新发展.     

数字化检测技术在复合材料制造过程中的应用

针对复合材料制造过程中存在的零组件定位不准确、模具高温形变、部件型面变形等问题,应用激光跟踪仪和激光雷达设备对复合材料产品实物和工艺过程进行检测分析,提出了数字化检测技术辅助定位指导装配,开展产品和模具型面检测指导制造的解决措施,有效地改善了复合材料产品质量。     

ARJ21—700飞机遮光板成形模制造技术难点及解决方案

分析了ARJ21-700飞机遮光板成型模制造的六大技术难点,介绍了实际生产中成功解决技术难点的对应方案,为制造大型复杂精密的复合材料成型模具提供参考.     

V2500发动机反推C涵道局部有孔蒙皮更换方案设计

针对V2500发动机反推C涵道局部有孔蒙皮的更换技术,通过查询和问询确定修理所需航材,利用"逆向工程"方法制作热粘接所需模具,自主设计更换后部小蒙皮的方案,该方案的成功实施,不但提高了复合材料深度维修能力,而且突破了国外对我国复合材料维修领域粘接工艺的封锁,填补了V2500发动机反推翻修技术在国内航空维修领域的空白。     

RTM树脂流动模拟及其对模具设计的意义

在复合材料加工中,模具的设计和制造对整个生产过程具有决定性影响.要设计和制造出合理的模具,仅仅依赖经验是不够的,因此国内外都开展了RTM工艺的数值模拟技术研究,利用数值模拟对模具设计方案检验和优化.     

飞机复合材料构件模具数字化设计与制造技术

复合材料构件成型模具的数字化设计制造技术是当今航空复合材料发展的重要方向,是提高复合材料构件成型质量、降低制造成本、缩短制造周期的有效途径,是提高我国现代化航空制造技术的一项重要内容。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

基于圆型限制性三体问题模型的行星卫星逃逸能量研究

 基于由飞行器、行星及其卫星组成圆型限制性三体问题模型，通过庞加莱映射的方法，研究了飞行器从行星卫星附近逃逸的问题。在Jacobi常数确定的前提下，通过逆向积分，飞行器从L1或L2点附近返回近月点，得到近月点速度出发速度。研究结果表明绕飞L1点和L2点逃逸行星卫星需要的最低能量是不同的，从月球表面逃逸所需的速度脉冲分别比开普勒算法节省46.5m/s和42.3m/s，且均小于Villac等人在Hill模型下得到38.9m/s，从而改进了Villac等人的相关工作，同时也给出了从太阳系主要行星卫星表面逃逸所需的最小能量。     

Model Development and Adaptive Imbalance Vibration Control of Magnetic Suspended System

对星载磁悬浮单框架控制力矩陀螺,建立其转子的平动与转动的动力学方程。所建模型反映了转子的动、静不平衡特性,以及转子运动与框架、星体运动的耦合关系。模型是主动磁悬浮控制与动框架效应分析的基础。对动、静不平衡量未知的转子,设计了自适应对中控制器。在分散PD、比例交叉反馈控制器与高低通滤波器的基础上,通过动、静不平衡量的辨识与补偿控制,使转子绕其惯量主轴旋转,衰减角动量交换执行机构高速转子因不平衡而对基座产生的干扰力,消除星上主要颤振源,达到降低卫星姿态抖动的目的。     

Love Waves in Layered Graded Composite Structures with Imperfectly Bonded Interface

Theoretical analysis and numerical calculations of Love wave propagation in layered graded composites with imperfectly bonded interface are described in this paper. On the basis of WKB method, the approximate analytic solutions for Love waves are obtained. By the interface shear spring model, the dispersion relations for Love waves in layered graded composite structures with rigid, slip, and imperfectly bonded interfaces are given, and the effects of the interface conditions on the phase velocities of Love waves in SiC/Al lay- ered graded composites are discussed. Numerical analysis shows that the phase velocity decreases when the defined flexibility parameter is greater. For the general imperfectly bonded interface, the phase velocity changes in the range of the velocities for the rigid and slip interface conditions.     

Compression Creep Behavior of High Volume Fraction of SiC Particles Reinforced Al Composite Fabricated by Pressureless Infiltration

The compression creep deformation of the high volume fraction of SiC particles reinforced Al-Mg-Si composite fabricated by pressure-less infiltration was investigated. The experimental results show that the creep stress exponents are very high at temperatures of 673 K, 723 K and 773 K, and if taking the threshold stress into account, the true stress exponent of minimum creep strain rate is still approximately 5, although the volume fraction of reinforcements is very high. The creep strain rate in the high volume fraction rein- forced aluminum alloy matrix composites is controlled by matrix lattice diffusion. It is found that the creep-strengthening effect of high volume fraction of silicon carbide particles is significant, although the particles do not form effective obstacles to dislocation motion.     

Experimental Investigation on Performance of Pulse Detonation Rocket Engine Model

The PDRE test model used in these experiments utilized kerosene as the fuel, oxygen as oxidizer, and nitrogen as purge gas. The solenoid valves were employed to control intermittent supplies of kerosene, oxygen and purge gas. PDRE test model was 50 mm in inner diameter by 1.2 m long. The DDT （deflagration to detonation transition） enhancement device Shchelkin spiral was used in the test model. The effects of detonation frequency on its time-averaged thrust and specific impulse were experimentally investigated. The obtained results showes that the time-averaged thrust of PDRE test model was approximately proportional to the detonation frequency. For the detonation frequency 20 Hz, the time-averaged thrust was around 107 N, and the specific impulse was around 125 s. The nozzle experiments were conducted using PDRE test model with three traditional nozzles. The experimental results obtained demonstrated that all of those nozzles could augment the thrust and specific impulse. Among those three nozzles, the convergent nozzle had the largest increased augmentation, which was approximately 18%, under the specific condition of the experiment.     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

Adaptive Control of Helicopter Ground Resonance with Magnetorheological Damper

The methodology for adaptive control of helicopter ground resonance with magnetorheological （MR） damper is presented. The adaptive inverse control method is used to control the output damping force of MR damper and the range of the damping force is given. Through the adaptive inverse control, the damping force of MR damper is fit to a desired damping force. With the background of applying MR damper to control of helicopter ground resonance, a model of loss force and an adaptive arithmetic for stabilization of the coupled rotor/fuselage system are presented. The simulation shows that the controller presented in this paper can stabilize the rotor/fuselage coupling system quickly and control the helicopter ground resonance effectively.     

带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文)

针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。