多工况下复合材料层合板开口补强优化设计

复合材料层合板广泛应用于航空航天结构,其开口补强问题一直备受关注。以含大开口的复合材料层合板为研究对象,针对拉伸、剪切、压缩三种不同工况,分别采用不同材料和不同补强型式进行补强结构优化设计。以补强结构重量为目标函数,采用多级优化方法,对补强结构参数进行优化设计。对不同补强型式,不同补强材料下的重量特性进行对比分析。结果表明：在不同工况下,相较于螺接补强和共固化补强,插层补强型式较优,结构重量增加较小。     

多区聚焦技术在粉末高温合金微缺陷检测中的应用

针对大厚度粉末高温合金材料中微缺陷的检测难题,采用多区聚焦检测技术,对粉末高温合金微缺陷试样进行了检测灵敏度、信噪比和C扫描成像试验,并与普通单一探头聚焦检测结果进行比较.试验结果表明,多区聚焦技术检测灵敏度高,信噪比好,对于厚度75mm粉末高温合金材料中的微缺陷具有较好的检测效果.     

金属增材制件射线检测缺陷检出概率分析

针对增材制造射线检测缺乏缺陷检出概率数据易导致裂纹、孔隙缺陷漏检问题,以GH3625高温合金增材制件的线型缺陷和孔型缺陷为研究对象,使用CIVA2020仿真平台模拟X射线检测并得到缺陷检出概率（POD）曲线,研究两种缺陷不同尺寸变化对缺陷检出概率的影响,确定不同影响因素下缺陷检出尺寸及检出概率,并利用Sgompertz函数拟合得到线型缺陷受深度影响的POD曲线方程以及孔型缺陷受半径影响的POD曲线方程,建立了增材制造线型缺陷和孔型缺陷的缺陷检出概率模型。结果表明：在95%的置信水平下以90%概率可检出的线型缺陷长度尺寸为0.211 mm、宽度尺寸为0.213 mm、深度尺寸为0.178 mm,孔型缺陷可检出的直径尺寸为0.188 mm,高度尺寸为0.190 mm。通过实际试样微焦点射线成像检测以及胶片射线照相检测对仿真结果进行对比验证。表明建立的缺陷检出概率模型较为准确,可为增材制造中裂纹与孔隙缺陷检测可靠性分析提供依据。     

注胶法修复5228A/ CF3031 层压板力学性能研究

针对5228A/ CF3031 层压板生产过程中可能产生的缺陷,设计并制造了孔径超差、不圆孔、孔径
分层、孔边打磨过分、边缘分层等5 种常见缺陷,并采用注胶法对5 种缺陷进行修复。采用ASTM 标准对无缺
陷试样、缺陷试样、修复试样的拉伸、压缩、弯曲、纵横剪切和层间剪切强度进行了测试,并对试样进行了光学显
微镜观察。研究表明孔径超差对拉伸、压缩、弯曲强度影响较大,缺陷试样强度分别下降了11. 1%、13. 8%、
14.4%;孔边打磨过分对纵横剪切强度影响较大,缺陷试样纵横剪切强度下降了25. 6%;边缘分层对层间剪切
强度影响较大,缺陷试样层间剪切强度下降了27. 3%。采用注胶法修复后,5 种缺陷试样的力学性能均有一定
程度的提高。相比而言,修复后层压板抵抗拉伸、压缩、层间剪切等小形变破坏的效果显著;抵抗弯曲、纵横剪
切等大形变破坏的效果不理想。     

环形阵列超声换能器的全聚焦成像方法及其应用

在检测高衰减的大厚度构件时，相控阵超声声束在非聚焦区域的声能量损失严重，采用线阵或矩阵超声换能器的检测精度和最大检测深度常难以满足要求。首先，建立了合成声束三维声场分布模型，分析了不同阵列超声换能器的空间声场能量分布特点，发现环阵超声换能器在相同聚焦深度处的声场特性更好，同时具有阵元数量少、声束焦斑沿轴线中心完全对称等特点。然后，建立了一种采用环阵超声换能器的全聚焦方法（TFM，Total Focusing Method），并基于试样群速度测量结果对各向异性材料中的聚焦算法进行了优化。在这种方法中将所采集到的全矩阵数据沿换能器中心轴线进行重建，可实现沿深度方向的逐点无穷聚焦。最后，利用所研制的阵列超声C扫描自动检测系统对预埋有缺陷的3D打印钛合金试样进行了对比检测实验，结果表明采用全聚焦成像算法的环阵超声换能器能实现55 mm试样内部直径0.8 mm、深度5.0 mm平底孔和横孔缺陷的精确检测，相对于常规的动态聚焦算法有更高的检测信噪比和定量精度。     

扩散连接界面缺陷对Ti-6Al-4V合金力学性能的影响

研究了φ4mm与φ2mm的扩散连接界面缺陷对Ti-6Al-4V合金力学性能的影响。当拉伸载荷方向与缺陷平面平行时,材料的强度与塑性与无缺陷材料相当,这是由于此类缺陷对样品受力截面的面积几乎没有影响。含有φ4mm缺陷试样的拉压疲劳寿命展现出很大的分散性,界面缺陷并未成为裂纹萌生的唯一位置。从表面起裂的样品均处于高寿命区域,而绝大部分从缺陷处起裂的样品均落于低寿命区域。有限元分析表明,当缺陷位于中心位置时其引起的应力集中较小,应力分布梯度较小;缺陷位于边缘位置时,应力集中效应增大。     

飞机高锁螺栓孔边缺陷阵列远场涡流传感器仿真与试验

飞机高锁螺栓孔边隐藏缺陷的检测是航空无损检测领域中的难点,远场涡流检测技术不受集肤效应影响,对飞机高锁螺栓紧固件孔边隐藏缺陷检测具有极大优势。针对飞机高锁螺栓紧固件孔边缺陷的检测,设计研发了放置式阵列远场涡流传感器,建立了高锁螺栓孔边隐藏缺陷检测三维模型,优化了检测线圈中心与高锁螺栓中心放置距离,研究了阵列相邻通道间磁场薄弱区缺陷信号衰减趋势,采用阵列放置式的检测方式研究了不同尺寸缺陷检测信号特征。仿真与试验结果表明：检测线圈中心与高锁螺栓中心距离11 mm时检测灵敏度最佳;相邻通道间磁场薄弱区检测信号存在一定程度上的衰减,优化后的探头可检测埋深为4 mm、长×宽×深为5 mm×0.2 mm×2 mm的紧固件孔边隐藏缺陷,且随缺陷长度增大检测信号幅值呈上升趋势。     

碳纤维/ 环氧复合材料壳体补强新工艺及方法对比研究

为了降低复合材料壳体封头区域的应力集中,提高壳体整体性能,对复合材料壳体薄弱区进行补强以及采用何种方法进行补强是关键问题.本文以碳纤维Ф150 mm复合材料壳体为研究对象,以理论分析和有限元分析为依据,分别采用碳布补强和纤维缠绕补强对壳体前后封头及赤道附近位置进行补强.试验结果表明:纤维缠绕补强效果明显好于碳布补强,壳体特性系数由40.3 km提高到48.5 km,应力平衡系数提高到0.95,纤维发挥强度由3 378.1 MPa提高到4 058.4 MPa.     

铝合金激光增材制造支撑布局及精确成形机制

航空航天领域复杂金属构件在激光增材制造过程中大多需添加支撑结构，尤以块状支撑结构应用最广泛。合理确定支撑间距及悬垂面后处理加工余量，对于激光精确成形至关重要。研究了支撑间距对选区激光熔化成形AlSi10Mg材料致密度、表面形貌、显微组织、硬度的影响规律，并通过数值模拟的方法揭示了支撑结构对成形性的影响机理。研究表明，不同支撑间距试样的平均致密度变化范围为96.7%～97.3%,当支撑间距小于1 mm时，去除支撑后试样下表面粗糙度稳定为约0.28 mm。成形试样底层受支撑结构影响可分为缺陷区、过渡区、致密区，在支撑间距为1 mm以下时，缺陷区厚度保持在约456μm。缺陷区的网状Si较粗大且稀疏，硬度为90 HV_0.1;致密区的网状Si较细小且密集，硬度为115 HV_0.1。支撑结构能有效阻止金属熔体侵入下层粉末，使熔池维持正常形态（最大长度为190μm,最大宽度为100μm）,有利于熔道内金属粉末充分熔化，保证成形性。激光增材制造铝合金复杂构件时设定最优支撑间距为1 mm可减少材料浪费和加工时长，设定悬垂面加工余量为456μm可在后处理中将缺陷...     

热障涂层界面脱粘缺陷的脉冲红外热成像检测

针对热障涂层界面脱粘缺陷的无损检测问题，首先制备了一种导热过程更加接近真实缺陷，且尺寸可控的人工模拟脱粘缺陷试样；在此基础上，采用脉冲红外热成像检测技术对人工脱粘缺陷进行检测，分析了涂层界面脱粘区和非脱粘区的表面温度瞬态响应过程；以图像标准差（SD）和归一化对比度（NC）作为评价标准，定量对比了脉冲相位法、主成分分析和表面热信号重构3种典型的热图重构方法在脱粘缺陷识别中的作用。结果表明，对400 μm厚的YSZ热障涂层，原始热图中可识别最小直径为4 mm的脱粘缺陷，而3种重构热图中均可识别最小直径为2 mm的界面脱粘缺陷，3种重构算法均显著提高了界面脱粘缺陷的识别能力，其中以表面热信号重构算法对图像的噪声抑制能力最强。     

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。     

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。     

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。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.