TiBw/TA15复合材料板材超塑变形行为研究

研究了TiB_w/TA15复合材料板材在900~960℃、5×10^-4~10^-2s^-1条件下的超塑变形行为。结果表明,TiB_w/TA15复合材料流变应力随拉伸温度的升高和应变速率的减小而降低,在940℃、5×10^-3s^-1变形条件下获得的最大超塑性伸长率为439%。利用Zener-Hollomn参数和Arrhenius方程所建立的峰值应力本构方程为ε·=3.55×10⁸[sinh(2.0×10^-2σ)]^1.99×exp(-6.381×10⁵/RT),其变形激活能Q=638.1kJ/mol。复合材料超塑性变形组织与拉伸温度和应变速率密切相关。高温低应变速率有利于基体α相的动态再结晶以及晶须与基体处孔洞的愈合,低温高应变速率下,孔洞更易萌生于增强相与基体结合界面的端部。动态再结晶对复合材料超塑性的发挥起着关键作用。     

SiCf/TC17复合材料制备方法对界面反应层生长动力学的影响

连续SiC纤维增强钛基复合材料(SiC_f/Ti复合材料)具有良好的比强度和综合力学性能，是新一代装备研制备受关注的轻质高温结构材料。SiC_f/Ti复合材料可采用箔压法(FFF)和基体涂层法(MCF)进行制备，为对比两种工艺方法对其界面反应生长的影响，采用FFF和MCF分别制备SiC_f/TC17复合材料。对两种工艺制备的SiC_f/TC17复合材料在高温下(800～900℃)进行热暴露处理，通过扫描电镜对其微观结构及界面反应层厚度进行分析，获得界面反应层在高温下的生长速率，并进一步获得不同制备工艺状态下材料的界面反应动力学参数。结果表明：相同温度下MCF法制备的SiC_f/TC17复合材料界面反应速率大于FFF法制备的复合材料，前者的反应速率因子k₀为4.942×10^-3 m/s^1/2，反应激活能Q为276.3 kJ/mol，后者的界面反应速率因子k₀为8.149×10^-3 ...     

柔性臂空间机器人的一类运动学方程及轨迹规划

用柔性机械臂连杆末端的弹性变形以及变形角度来表示空间机器人柔性臂的弹性运动变量,克服了用无穷维振动模态变量来表示弹性变形给系统运动学建模带来的困难;基于广义雅可比矩阵的思想,建立了柔性臂空间机器人"双广义雅可比矩阵"形式的运动学模型,该运动学模型描述了柔性臂弹性变形对空间机器人的运动影响;以运动学方程为基础,设计了柔性臂空间机器人的惯性空间内连续轨迹规划算法。仿真表明,规划的机械臂关节运动规律可以补偿柔性连杆振动给机械臂末端位置带来的影响,使机械臂末端位置准确沿着期望的轨迹运动。     

TA32高温钛合金超塑性能研究

采用恒应变速率法对TA32高温钛合金板材进行超塑拉伸,研究了温度920～980℃和应变速率5×10^-5～1×10^-3 s^-1条件下材料的超塑变形行为,并分析了锥形件胀形过程的变形特征和微观组织演变规律。结果表明,TA32合金具有良好的超塑性变形能力,温度920℃、应变速率1×10^-3 s^-1时最大延伸率达到864%。温度为940℃和960℃时,受平面应力变形的锥形件高度较高,分别为90 mm和92 mm;经过不同变形量的变形后微观组织变化并不显著。     

基于动力学RRT*的自由漂浮空间机器人轨迹规划

针对自由漂浮空间机器人（FFSR）轨迹规划问题,提出了一种基于动力学RRT^*算法的FFSR轨迹规划方法。首先,建立了FFSR的运动学与动力学模型,将系统模型伪线性重构为状态空间模型,并设计了考虑位姿调整时长和能量消耗的加权目标函数;然后,针对机械手初末位置间的障碍,简化避障方法,提出了机械臂避障与机械手避障两层次避障策略,提高碰撞检测效率;接着,给出了多体系统的动力学RRT^*逼近最优轨迹的方法;最后,为验证算法有效性并不失一般性,选取平面2连杆FFSR模型进行数值仿真并用经典RRT^*算法和高斯伪谱法与之对比。仿真结果表明,该方法能够以较快的速度生成可行的机器人移动轨迹。     

航改燃机多点喷射贫预混燃烧室燃料分级实验研究

为保证多点喷射贫预混燃烧室在50%～100%载荷工况范围的NO_x和CO排放量满足排放标准,本文实验研究了燃料分级数及不同工况、进口压力、进口温度下燃料分级比例对七喷嘴燃烧室NO_x和CO排放的影响规律。结果表明：主模燃料不分级方案,50%～60%载荷工况CO排放量较高而不满足排放标准;主模燃料分两级方案,50%～100%载荷工况范围内NO_x和CO排放量均满足■≤25×10^-6,f_CO≤50×10^-6(@15%O₂)的排放标准,且70%工况是打开主模第二级燃料的过渡工况点。另外随着进口压力和温度升高,能同时满足NO_x和CO排放标准的R_pilot(副模燃料质量流量与总燃料质量流量之比)范围逐渐缩小,且NO_x排放量与进口压力关系为■∝p₃^0.44。因此采用主模燃料两级分级方案且适当调节R_pilot,本文多点喷射贫...     

初始应力状态对薄壁件双侧滚压影响规律

双侧滚压工艺是航空结构件生产过程中常采用的校正方式，然而由于滚压校正过程中工件原有应力场与滚压应力场的耦合作用等材料内部物理力学性能变化机制不明确，限制了滚压校正工艺稳定性的提升。为此建立了无初始应力、仅毛坯应力、毛坯应力与加工应力耦合3种初始应力状态下的7050-T7451铝合金T型件双侧滚压有限元模型，获得了工件的滚压变形及残余应力分布规律。结果显示3种初始应力状态下滚压导致的工件最大弯曲变形量分别为2.56×10^-1、2.76×10^-1、2.49×10^-1 mm。毛坯应力对滚压变形的影响程度约为7.8%，在此基础上加工应力的影响约为9.8%，且毛坯应力与加工应力的作用方向相反。滚压区域残余应力主要集中在滚压方向和垂直滚压方向，在工件表面均为压应力，在次表面达最大值。初始应力会导致工件沿滚压方向全厚度范围内的应力值增大；而在垂直滚压方向，初始应力主要造成表面应力的改变。对滚压过程中的应变-应力场演变过程进行了分析，揭示了毛坯应力与加工应力对滚压作用的影响机制。研究成果对于进一步提高滚压校正精度具有重要意义。     

考虑支承约束的航空发动机复杂转子振动特性

针对航空发动机转子复杂的结构特征及支承动力学设计问题,基于有限元(FE)、分段线性拟合和自由度(DOF)降维法,采用主子单元对复杂转子进行合理地等效,构建了航空发动机等复杂转子-支承系统的动力学模型,并对模型的有效性进行了试验验证。从转子固有特性、应变能分布、支承传递力和振动响应等方面对支承刚度进行了设计,并开展了弹性支承并联挤压油膜阻尼器(SFD)非线性减振效率分析。结果表明：动力学模型能较好地反映复杂转子的动力学特性,支承刚度合适取值范围为1.5×10⁴～2.8×10⁴ N/mm,弹性支承并联SFD设计减振和降支承力效果显著,满足临界转速设计准则、应变能约束条件和变形要求,该研究为航空发动机支承刚度和SFD并联设计提供了定量的参考依据,具有重要的工程应用价值。     

基于TG- LDA模型的民航机务风险要素识别研究

针对民航机务维修领域安全风险研究过程中文本数据利用不充分造成风险要素遗漏的问题,提出了基于改进LDA的机务风险要素识别模型(TF-IDF and Gaussian function-LDA,TG-LDA)。通过构建机务维修领域词典,改善文本挖掘预处理中分词精度不高的问题;针对LDA主题模型输入样本量大、噪声多的问题采用TF-IDF算法与高斯函数结合的词条双重优化模型对其优化,最终识别出26类机务维修不安全事件风险要素,并通过可视化进行了风险要素分析。结果表明,与传统算法对比,困惑度由7.19×10^-4降低至2.13×10^-4,改善了文本挖掘中风险要素遗漏的问题,同时识别出机务维修领域主要的风险要素为人员认知存在偏差、维修过程违规作业、人员遗忘/疏漏、检查不全面及飞机部件出现故障。     

CVD-SiC阵列结构对ZrB2/SiC涂层抗烧蚀性影响

采用飞秒激光在化学气相沉积(CVD)-SiC中间层表面制备不同尺寸的阵列,研究了阵列结构对ZrB₂/SiC涂层性能的影响。结果表明,随着激光刻蚀频次的增大,阵列结构的深度从30μm增大到150μm。采用氧乙炔烧蚀600 s,ZrB₂/SiC涂层烧蚀表面温度随CVD-SiC微结构深度增大而逐步降低,最低的表面温度达到1 700°C,下降了约200℃。烧蚀中心区域的颜色从白色过渡到浅灰色。对于激光刻蚀频次为5的试样,在600 s的单次烧蚀后,质量烧蚀率和线性烧蚀率分别为-7.4×10^-5 g/s和-13.3μm/s。阵列结构增大了ZrB₂/SiC涂层与CVD-SiC中间层的接触面积,从而增强了导热性能,减少了热积聚,进而改善了ZrB₂/SiC涂层的抗烧蚀性能。     

砂纸冰对民机平尾气动特性的影响

平尾结冰严重影响飞机的纵向操纵性及稳定性。为研究结砂纸冰对平尾气动特性的影响,采用基于某民机平尾设计的大、小模型,在低速增压风洞中开展了带砂纸冰的测力试验,分析了砂纸冰粗糙度、雷诺数、角冰粗糙度对带冰平尾气动特性的影响规律,同时总结了砂纸冰的缩比方法。结果表明：砂纸冰粗糙度增加会导致平尾气动特性逐步恶化,在飞行雷诺数条件下,当冰型粗糙度相对高度为0.2×10^-3～0.6×10^-3时,相比于无冰条件,最大升力系数降低0.3～0.4;雷诺数对带砂纸冰平尾气动特性的影响超过对带角冰平尾的影响,但远小于对干净平尾的影响,当带砂纸冰平尾雷诺数由3.29×10⁶提高至13.1×10⁶后,其最大升力系数提高0.02～0.04;角冰表面粗糙度的变化对平尾气动特性的影响较小,由粗糙度带来的升力损失远小于角冰本身所带来的影响;当砂纸冰高度远超过当地边界层厚度时,风洞试验可根据模型比例对砂纸冰粗糙度进行几何缩比,而当砂纸颗粒较小时,采用几何缩比方式获得的砂纸冰对平尾气动力影响相对较小。提出了基于边界层厚度的砂纸冰粗糙度缩...     

加力隔热屏及中心锥冷却对二元收扩排气系统红外抑制效果数值分析

针对涡扇发动机二元收扩(2D C-D)排气系统,数值探究了加力隔热屏与中心锥气膜冷却对热部件温度的影响,并揭示了冷却措施对排气系统的红外抑制作用以及随之引起的推力系数变化。结果表明：对加力隔热屏开气膜孔可有效降低隔热屏温度,其峰值最大降低10.3%,且加力隔热屏结构、气膜孔倾角不同均会影响内外涵流量分配;加力隔热屏气膜冷却主要抑制30°～75°的红外辐射,辐射强度可降低8%～25%,但同时推力系数最高降低5.3×10^-3。对加力隔热屏与中心锥采取联合气膜冷却后,中心锥表面温度明显降低,0°～10°的红外抑制作用效果显著,辐射强度降幅最高达31.3%,随之引起的推力系数损失不超过3.0×10^-3。     

太阳风磁帆推进性能数值研究

利用考虑行星际磁场作用的磁流体动力学模型，建立了磁帆三维数值模拟方法，对计算方法的可靠性进行了验证，发现了线圈尾部的磁重联现象，研究了太阳风来流速度、等离子体离子数密度以及攻角对磁帆推进性能的影响。得出以下结论：不同速度、不同离子数密度的太阳风主要通过改变z方向电流的大小改变洛伦兹力，进而影响磁帆的推进性能：太阳风离子数密度恒定时，随着来流速度由30 km/s逐渐增大至75 km/s,z方向电流最大值由4 205 A/m²增至14 709 A/m²，磁帆所受推力由3.39 N增至13.40 N；太阳风来流速度恒定时，随着离子数密度由1.8×10¹⁹ m^-3增大至4.5×10¹⁹ m^-3,z方向电流最大值由6 039 A/m²增至10 585 A/m²，磁帆所受推力由6.62 N增至12.27 N。磁帆攻角变化，主要通过磁场构型的变化影响磁帆推进性能：攻角为0°和90°时的磁层半径分别为0.14 m和0.18 m，...     

等离子喷涂与激光重熔复合制备Mo2NiB2涂层的组织和性能研究

采用大气等离子喷涂方法在Q235低碳钢表面制备Mo₂NiB₂基金属陶瓷涂层,选取300 W和500 W功率对其进行激光重熔。结果表明,激光重熔可以显著减少涂层的缺陷,使组织结构变得更加致密,界面处的弱机械结合转变为良好的冶金结合。随着激光功率的提高,涂层的结合强度和耐腐蚀性能提高,最大结合强度为38.08 MPa,最小腐蚀电流为0.033μA/cm²,但硬度和耐磨性降低,最小硬度为1781HV_0.2,最大体积摩擦率为6.25×10^–5 mm³/(N·m)。上述等离子喷涂及2种激光重熔的Mo₂NiB₂基金属陶瓷涂层的硬度、结合强度、耐磨性和耐腐蚀性都明显高于Q235低碳钢基体。     

仿生覆羽控制固定翼无人机流动失速风洞实验

研究了基于鸟类仿生学设计的人工柔性锯齿形覆羽在平直机翼大攻角失速流动控制中的作用。实验在天津大学低速回流式低湍流度风洞中进行，以展长1.0 m、弦长300 mm的NACA0018平直机翼模型在15°攻角条件下产生的失速流动作为研究对象，基于弦长的雷诺数为Re=5.1×10⁵。实验中，将柔性覆羽沿展向分别安装在机翼上翼面的不同位置处，利用单丝热线风速仪扫掠测量机翼尾流的速度信号，并与无控制工况的平均速度、脉动速度、功率谱密度等对比。实验结果显示：在20%c位置工况中，柔性覆羽装置吸收来流中的能量，随上翼面流动自适应振动；在80%c位置工况中，柔性覆羽处于准平衡位置，并伴随微小振动。两种工况的尾流区平均速度亏损恢复明显，同时前缘剪切层和尾缘剪切层中的湍流脉动均明显降低，两种工况均实现了流动失速的有效控制。进一步的功率谱密度和离散小波分析显示，柔性覆羽的自适应振动能有效地抑制剪切层中低频、大尺度结构(fc/U_∞<1)，并将其转化为高频、小尺度结构(fc/U_∞≈3)，增强了前缘剪切层和尾缘剪切层的相干性。该研究结论揭示了类...     

柔性八杆对称联动定位机构及系统的研究

以柔性铰链为弹性导轨、压电陶瓷为驱动器，提出了一种新颖的纳米级柔性八杆对称联动定位机构，给出了其刚度公式和动力学模型，结合激光干涉仪微位移检测装置，设计并研制了微机控制的数字闭环控制纳米定位系统。实验表明：该纳米定位系统行程 10μ m，定位精度优于± 0.03μ m，定位分辨率 3nm，最大定位时间 40ms。     

柔性航天器振动主动抑制及姿态控制

针对柔性航天器柔性附件振动主动抑制及姿态高精度快速稳定问题，研究了一种输入成形器（IS）-自适应有限时间干扰观测器（FDO）-有限时间积分滑模控制器综合的设计方法。首先，基于柔性模态的频率及阻尼信息，获得能够有效抑制柔性振动的输入成形器形式，并与系统参考输入进行卷积，得到期望参考输入；其次，基于航天器动力学模型，设计一种新型的自适应有限时间干扰观测器，避免了综合干扰上界必须已知的约束，且保证干扰估计误差有限时间收敛至零，实现对干扰及残余振动影响的快速精确估计；最后，基于观测器的估计值，设计多变量有限时间积分滑模控制器，保证对期望参考输入的高精度快速跟踪控制，并进行严格的稳定性证明。仿真结果表明，该综合设计策略能够保证柔性附件振动抑制75%，姿态稳定度达到10^-4数量级。     

基于飞行品质评估的无人直升机鲁棒控制器设计

提出了一种改进的无人直升机H_∞回路成形鲁棒控制器设计方法。首先将系统辨识技术引入到无人直升机高带宽控制器设计,根据飞行扫频数据,得到包含直升机动力学模型耦合特性的非参数频率响应,依据频率响应拟合待辨识模型得到无人直升机高精度的飞行动力学模型。然后根据该模型,采用改进的H_∞回路成形方法设计了无人直升机内回路控制器,针对H_∞回路成形方法中权值矩阵选取困难的问题,利用了最大右约数(GCRD)方法以实现实际系统和期望系统的传递函数矩阵之间的转换。与传统的对角型权值矩阵相比,使用此方法成形后的系统具有更宽的鲁棒稳定裕度,系统的解耦性和频带也显著提高,而且可以大大降低设计人员选取权值矩阵的复杂性和盲目性。通过仿真验证,所设计的无人直升机系统的飞行品质满足军用标准ADS-33E中一级区域的要求。     

基于空间密度的MEO星座长期碰撞风险研究

考虑到中轨道(MEO)区域将要部署越来越多的卫星,为确保星座的长期运行安全,有必要针对卫星离轨带来的长期碰撞风险问题开展研究。首先,列出了MEO区域的空间物体分布现状与国际规则;然后,以空间密度和长期碰撞风险等数学模型为基础,开展了不同离轨策略的MEO卫星带来的长期碰撞风险分析。研究表明：开展卫星离轨后的长期碰撞风险分析,对于MEO卫星离轨策略的确定具有明确的指导意义;MEO卫星离轨与自身星座、邻近星座以及坟墓轨道200年内碰撞风险在10^-5～10^-6量级,小于低轨(LEO)卫星的10^-3的碰撞风险阈值,当前MEO区域的空间物体运行是安全的。     

基于Kriging模型和遗传算法的齿轮修形减振优化

针对齿轮修形优化时计算啮合刚度计算量大、计算精度低、操作繁琐等问题，提出一种基于Kriging模型和遗传算法的齿轮减振修形优化算法.以典型直齿轮传动为例开展齿轮修形优化，通过拉丁抽样建立Kriging模型，解决齿轮修形优化的多响应和隐式函数的问题，通过Kriging预测的啮合刚度与有限元法的对比可知，时变啮合刚度函数各参数的误差最大值为7.79×10-5,1.20×10-3及1.30×10-4，验证了Kriging多响应预测啮合刚度函数的精确性.将Kriging预测函数代入直齿轮啮合传动的动力学微分方程，采用遗传优化算法时将齿轮动态传动误差响应波动最小作为优化目标，得到最优的齿轮修形参数.算例表明:相比于ISO(International Standardization Organization)修形和未修形的齿轮，该算法的减振效果最好，验证了基于遗传算法与Kriging模型对齿轮进行修形优化的正确性、高效性.相比于直接采用有限元法进行齿轮修形优化，该算法计算时间由26.91d减小为2.24h，证明了该算法计算效率的优越性.