飞机钛合金蒙皮复合喷射润滑的气动钻削力试验研究

为降低飞机钛合金蒙皮的止裂孔气动钻削轴向力,构建了气动钻削力试验测试系统,开展了钻削力正交试验和参数优选试验。试验表明,各因素对气动钻削轴向力从大到小的影响顺序为速度进给比值(v/f)、钻头形状和润滑条件。以材料为W6Mo5Cr4V2Al的S型钻头钻削2mm厚度钛合金TC4板材,可将马达切削转速调整至445~865r/min范围,并采用复合雾滴喷射润滑(CMJ),当润滑参数为雾化供气压力为0.4MPa,用油量为60~80m L/h,用水量为80~120m L/h时效果较佳。     

小孔径多级孔板组件节流效应仿真

对小孔径多级孔板组件(简称多级孔板)节流效应进行仿真研究,发现这类仿真对初场要求非常严格,初场不合理很容易产生伪平衡问题,通过迭代计算寻找合理初场的方法解决了该问题.同时对孔径0.1 mm、孔径比0.025的多级孔板进行了数值仿真,仿真结果表明孔板数是影响多级孔板流量系数的主要因素.根据仿真数据给出多级孔板流量系数拟合公式,可以应用于工程设计计算.      

飞机结构腐蚀管理全寿命模型研究

针对当前飞机的腐蚀损伤评估模式,构建了一种较为合理的腐蚀管理全寿命分析模型。该模型可将全寿命阶段飞机结构可能遭受的各种腐蚀形态、MSD和结构材料性能随时间的退化作为变量纳入到一个框架中,提高了分析精度和可靠性,为新机定寿和老龄飞机延寿提供技术支持;方法具有一般性,可推广到其他装备结构寿命评定中。     

飞机结构搭接件微动疲劳研究的关键技术

搭接件是飞机结构中容易产生微动疲劳损伤的部位。文章回顾了微动磨擦学的发展历史,阐述了微动疲劳的损伤机理,介绍了微动疲劳试验的原理、方法,总结了微动疲劳寿命的影响因素。重点分析了飞机结构搭接件微动疲劳研究的关键技术：微动疲劳寿命计算、微动疲劳全寿命模型和微动疲劳寿命模糊可靠性模型。     

剥蚀对飞机机翼上蒙皮疲劳寿命的影响分析

剥蚀是影响老龄飞机机翼结构完整性的重要因素之一.文中基于材料的初始不连续状态(initial discontinuity state, IDS),建立了评估剥蚀对机翼上蒙皮疲劳寿命影响的模型,然后利用AFGROW计算了在以压应力为主导的等幅载荷谱作用下,机翼蒙皮针对不同腐蚀损伤程度时的疲劳寿命.还研究了多腐蚀损伤对机翼蒙皮疲劳寿命的影响,结果表明,相对于单腐蚀损伤,多腐蚀损伤大大降低结构的疲劳寿命,但其对剥蚀程度不敏感.与试验结果比较表明,该模型预测结果精确,方法可靠.     

聚碳硅烷复合涂层抗激光烧蚀研究

提出在飞行器表面涂敷经过固化的聚碳硅烷复合涂层,激光照射时聚碳硅烷吸收激光能量发生分解和相变等物理化学过程,最终形成耐高温SiC陶瓷,从而减弱或消除激光对飞行器的打击.实验以铝合金为基板,以聚碳硅烷和二乙烯基苯混合溶液为涂料,并添加了ZrO2、V2O2,等高温可发生相变的陶瓷,铝合金基板涂覆后在150℃大气环境下保温6 h固化,形成黏附性好、有一定硬度的抗激光涂层,然后通过连续激光进行烧蚀验证.结果表明,基板没有烧蚀变形,聚碳硅烷涂层在激光烧蚀作用下发生分解、相变.生成了SiC陶瓷和游离C.其中添加剂ZrO2因高温相变体积缩小缓解了涂层与基板的热失配,不仅吸收激光能量,消弱了激光烧蚀,而且涂层与基板结合牢固没有脱落,对激光有良好的阻挡作用.     

基于高体积分数SiC/Al复合材料的零件加工质量提升实践

对某机载光电产品中典型零件,从加工刀具、切削参数、工装设计等方面进行了SiC/Al复合材料的加工工艺研究,得出了一套SiC/Al复合材料的加工工艺方法,提高了SiC/Al复合材料的加工质量,为航空新材料应用做出有效探索。     

基于SURF特征匹配的优化RatSLAM类脑导航方法

RatSLAM是模拟鼠类感知环境机制提出的一种定位与构图的导航算法。针对复杂环境如光线影响导致RatSLAM产生误差的问题,提出了基于SURF特征匹配与位置细胞校正算法的优化RatSLAM类脑导航模型。本方法通过一套移动视觉系统采集环境信息,构建的局部场景细胞通过SURF特征匹配算法获取到载体在环境中的方向与位置信息,头朝向细胞与位置细胞通过连续吸引子神经网络共同表示载体当前的位姿,利用上述细胞所获取的位姿与时间信息,通过路径积分计算当前载体在坐标系中所处的位置,最后构建基于认知点的拓扑经验地图。此外,在局部场景细胞获取环境信息的同时,通过SURF特征匹配算法来进行闭环检测与检测预先设置好的位置细胞节点,对当前运动轨迹进行修正。实验结果表明,在有光线影响的情况下,本文所提出的方法将绝对定位误差大大降低。     

高温SiC器件及其集成电路在空间电子领域应用展望

金星、火星等行星空间探索对航天器电子学系统耐高温、抗辐照、抗腐蚀性等提出了严峻挑战。极低温电子学和高温电子学是近年来深空探索中的强烈需求。文章主要阐述高温SiC集成电路的起源,数字、模拟和功率IC的发展历程和研究现状。重点综述分析了高温SiC集成电路设计方法和流片验证的两条技术途径：首先,基于多层外延制造工艺的BJT器件单元及其双极集成电路;其次,基于离子注入掺杂工艺的互补单元及其CMOS集成电路。在此基础上还进一步介绍了高温SiC传感芯片、BCD功率IC及功率模块的应用可靠性验证。目前国际研究现状展示了SiC BJT和CMOS IC研制中大学学术界和半导体企业界的协同创新格局。最后展望了其在深空探索中的潜在应用及其面临的挑战性。本综述对国内研制空间环境用宽禁带半导体SiC高温集成电路及其电子学系统具有借鉴价值。     

曲外锥乘波体进气道实用构型设计和性能分析

介绍了新型曲外锥乘波前体进气道(CCWI)的一体化设计方法,设计了理论构型并验证了设计方法。在几何参数约束下,获得了隔离段矩形出口,考虑前缘钝度及展向切除的乘波前体进气道构型。基于验证的数值仿真工具及计算网格策略,分析了几何切除及钝度和黏性对一体化构型性能的影响。在来流马赫数为4.0和6.0,迎角(AoA)在-4°~8°范围内,对设计的乘波前体进气道的基本性能进行了雷诺平均Navier-Stokes数值仿真,结果表明,该乘波前体进气道具有较高的流量捕获和总压恢复特性,隔离段出口参数满足超燃冲压发动机入口需求。该新型乘波前体进气道一体化方案及研究结果为一体化曲外锥乘波飞行器及一体化乘波推进流道的研究奠定了技术基础。