CFRP制孔加工技术的研究进展与发展趋势

碳纤维增强树脂基复合材料(carbon fiber reinforced polymer,CFRP)因具有优异的物理和力学性能已广泛应用于航空、航天和汽车等领域的结构件制造。然而,CFRP材料和金属材料的属性截然不同,具有非匀质性和各向异性,在制孔加工过程中,极易产生分层、撕裂、毛刺等缺陷,严重影响其制孔质量。因此,CFRP-金属叠层结构制孔技术成为飞机连接装配过程中的一大难点。本文归纳了近年来CFRP钻削加工机理的研究现状,总结出CFRP切屑形成机理与纤维方向角的关系,轴向钻削力和钻削温度与刀具形状、工件材料和工艺参数之间的关系;分析了CFRP钻削过程中分层、毛刺、撕裂等典型加工缺陷的产生原因、检测和评价方法及抑制措施;探讨了CFRP制孔刀具材料、几何结构及仿真研究方面的最新进展,提出建立准确可靠的CFRP材料本构模型是钻削加工模拟仿真技术研究的关键;通过对变工艺参数钻削加工、机器人自动制孔加工及吸气式内排屑钻削加工等新型CFRP制孔加工技术的介绍,展望了CFRP制孔技术的发展趋势。     

固体姿轨控发动机动态推力补偿

作为实现导弹快速机动响应的关键部件,固体姿轨控发动机的性能需要通过动态多分力测试评价,但由于推力测试台结构复杂,对测试数据补偿提出了更高的要求。本文采用双模态阻尼补偿法开展固体姿轨控发动机推力补偿研究,通过脉冲激励试验获得了主要模态参数,并对脉冲激励和发动机冷流试验数据进行补偿,验证了双模态阻尼补偿方法的可行性和应用效果。结果表明:双模态阻尼补偿效果优于单模态补偿,可以有效恢复动态推力信号。所建立的双模态阻尼补偿,在姿轨控发动机研制中得到了应用。     

孔冷挤压有限元仿真中的铰削分界面位置确定方法

开展孔冷挤压过程有限元仿真计算是残余应力分布获取和疲劳寿命预测的前提。在有限元建模阶段，设置铰削层单元与基体材料单元之间的分界面，是模拟铰制终孔工艺过程的关键。通过弹塑性力学分析，建立了挤压强化过程芯棒、衬套和被挤压强化连接孔的应力分析方法；基于分析中得到的不同位置处微单元的径向位移量，建立了铰削分界面相对位置计算模型。并开展了关键参数的敏感性分析，定量研究了关键参数变化对残余应力分布和径向位移量的影响程度。本工作为孔冷挤压强化有限元模型建立中，铰削层单元与基体材料单元分界面相对位置确定，提供了便捷可靠的方法。     

螺旋铣孔技术研究进展

各种连接孔的加工是航空航天构件装配中的重要工作之一。新型大型飞机等难加工材料使用越来越多、制孔孔径深度越来越大、制孔精度质量要求越来越高，使得制孔加工变得越发困难，传统制孔方法逐渐不能满足需求。螺旋铣孔是一种针对航空航天构件装配制孔需求出现的新技术，其采用特制刀具通过偏心铣削的方式实现圆孔加工。由于材料去除原理改变，螺旋铣孔相对传统制孔方法在加工精度、生产效率、刀具成本、适用性等多个方面表现出优势，成为当前航空航天领域制孔技术的研究热点之一。首先在阐述螺旋铣孔基本原理的基础上分析了其技术优势；然后重点围绕加工机理与专用装备两个方面，概述了螺旋铣孔技术的发展现状；最后，分析了螺旋铣孔技术的发展趋势。     

飞机位置传感器测试设备研究

飞机传感器附件种类繁多但基本原理相似,本文以自动油门开关组件试验台为例,分析了研制传感器测试设备的方法。该测试设备的测试数据准确可靠,测试台综合化程度高,研制思路可供维护人员和设计人员参考。     

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。     

跨声速风洞专用开孔壁试验段实验研究

为满足型号试验需求，2.4 m×2.4 m跨声速风洞需在不改变现有洞体结构和安装条件下新研制一个截面尺寸为3 m×1.92 m（宽×高）的专用开孔壁试验段。为了降低技术风险和投资风险，以0.24 m×0.20 m跨声速风洞（2.4 m×2.4 m跨声速风洞的引导风洞）为实验平台，采用变截面气动设计方案新设计、加工了一个专用开孔壁试验段实验件，并开展了预先性实验研究工作。通过实验研究验证了专用开孔壁试验段气动设计方案可行，且试验段模型区内流场达到设计指标要求。实验还考察了壁板扩开角、主流引射缝开度、开孔率分布等参数对流场均匀性的影响，研究结果表明:在扩开角0.3°、引射缝开度12 mm、加速区采用递增方式开孔时，专用开孔壁试验段的流场能够满足马赫数均方根偏差σ_M≤0.01（0.4≤Ma＜1.0）、σ_M≤0.02（1.0≤Ma≤1.2、1.4）设计指标要求，并且在Ma≤1.0时，σ_M达到了国军标合格指标要求。研究工作为2.4 m×2.4 m跨声速风洞专用开孔壁试验段设计提供了技术支持，也为该风洞下一阶段调试和流场校测提供了可供参考的调试参数。     

复材蒙皮的硬涂层阻尼减振设计与优化方法

针对民用飞机复材蒙皮的局部振动问题，提出复材蒙皮的硬涂层阻尼减振设计方法，并综合考虑涂覆硬涂层对蒙皮结构的附加质量和固有特性影响，对硬涂层减振性能进行多参数优化。基于有限元法和经典层合板理论，建立复材蒙皮-硬涂层复合结构动力学方程，并以共振峰值降低量最高为目标、给定质量增加和固有频率变化范围为约束条件，采用可行方向法求解获得硬涂层材料性能参数和涂层厚度参数的最佳组合结果。优化算例表明，通过合理设计硬涂层的材料弹性模量和损耗因子参数组合，可涂覆更薄的涂层获得更高的共振峰值衰减，并将涂覆硬涂层带来的蒙皮结构质量增加与固有频率变化控制在设计范围内，获得最优的减振性能。      

改进的格网惯导系统无阻尼综合校正方法

综合校正技术可作为抑制格网惯导系统（INS）导航误差的有效手段。加速度计零偏所造成的水平姿态误差是导致综合校正中陀螺漂移估计精度受限的重要因素。针对这一问题，提出了一种改进的无阻尼综合校正方法。首先，推导了格网坐标系框架下估计加速度计零偏和姿态的目标函数；其次，介绍了无阻尼条件下综合校正的两个核心方程；最后设计了无阻尼两点校策略。综合校正前，在多普勒计程仪（DVL）提供的速度辅助下完成加速度计零偏的估计和补偿，以此消除加速度计零偏所造成的水平姿态误差对综合校正中陀螺漂移估计精度的影响。在两次间断的外部位置和航向辅助下通过所设计的综合校正策略完成对陀螺漂移的估计。校正策略中所涉及的水平姿态误差在DVL辅助下由参数估计方法估计得到。仿真及实验结果表明：与现有的研究相比，所设计的综合校正方案进一步减少了DVL的辅助时间，同时由于准确地估计和补偿了加速度计零偏，陀螺漂移的估计精度显著提高，该方案在抑制导航误差方面具备更明显的优势。