飞机边条气动布局研究

根据某机方案选择边条的要求，在原方案模型边条的基础上，设计加工七付不同的几何形状和面积的边条，在ＦＬ－１风洞中进行了Ｍ＝０．６的选择实验。对其中较好的两种方案又做了纵向、横向的亚跨超音速气动实验。综合分析实验结果认为：前综尖模形，侧综直边形，面积约占机翼面积１１．０２％的机翼边条方案表现出比较满意的大攻角下增升特性和可以接受与控制的纵向俯仰力矩，特别是在大攻角下有比较安全的横向航向稳定性。它对该机     

玻璃布蜂窝芯粘连及脱层故障原因分析及解决措施

歼七系列机用雷达罩夹玻璃布蜂窝芯在制造过程中常出现蜂格粘连以及脱层现象。从材料、工艺、设备等方面进行了分析，原因是设备选用不当、工艺参数不适合。选用土推式液压机，调整加压点生产出合格的蜂窝芯。     

二维可压粘流N—S方程的边界元解法

本文给出了一种求解二维可压Navier-Stokes(简称N-S)方程的边界元法。使用线化技术把控制方程变成变系数的线性偏微分方程,其基本解由组合代数的方法构造,从而给出了N-S方程的积分表达式。本文计算了几例低R_e数的跨声速翼型绕流,结果表明边界元法可以应用到可压粘流中。     

Udimet 720 Li 高温变形特性的粘塑性本构建模研究

采用Chaboche统一粘塑性本构方程,对Udimet 720 Li在700℃时的单调拉伸、循环加载及蠕变特性等复杂的高温变形现象进行了建模研究.探讨了Chaboche本构理论对这些变形现象进行建模的形式,并特别针对快速各向同性软化和非对称循环加载时的平均应力松弛现象,对Chaboche本构理论进行了修正和变化.将经过修正的Chaboche本构理论,与Levenberg-Marquadt非线性优化算法相结合,编制了材料参数优化程序,得到了材料参数值.研究表明,经过修正的Chaboche本构模型可较好地建模镍基高温合金Udimet 720 Li在高温下的各种变形行为.      

粘塑性损伤统一本构模型中材料常数的一种确定方法

对粘塑性损伤统一本构模型及其参数确定方法做了简单回顾,提出了一种简单有效的粘塑性参数确定方法,并以定向凝固合金DZ4为例,采用遗传算法进行了优化。同时给出了DZ4蠕变损伤参数和疲劳损伤参数的优化结果。通过循环应力应变计算和蠕变计算,证明所提出的方法是可行的。      

不同喷丸强度对TC17钛合金抗疲劳性能影响

为提升TC17钛合金抗疲劳性能,对其表面进行喷丸处理。通过旋转弯曲疲劳试验、断口分析、残余应力场分析、表层组织分析及喷丸前、后钛合金表面完整性分析等手段,开展不同喷丸强度对TC17钛合金抗疲劳性能影响研究。结果表明：喷丸强化后钛合金表面粗糙度增大,由0.315μm变为0.5～1.0μm;表层发生塑性变形,晶粒发生细化;表面引入残余压应力,残余压应力层深约为125～151μm,最大残余压应力位于层深30μm附近处。0.3 mm·N喷丸状态旋转弯曲试样疲劳寿命优于其他状态试样,在740 MPa和840 MPa应力水平下,分别比未喷丸状态试样疲劳寿命提升4.5倍与7.5倍。疲劳寿命提升归因于试样表层晶粒细化、高密度位错组织及残余压应力对疲劳裂纹萌生与扩展的抑制作用。0.35 mm·N与0.4 mm·N喷丸状态试样疲劳寿命下降与喷丸强度过大时试样表面粗糙度高,并有脱层及微裂纹生成有关。     

正交各向异性材料粘塑性统一本构模型

通过引入各向异性矩阵,将各向同性材料的ＷＡＬＫＥＲ粘塑性统一本构模型进行了修正,提出了一个正交各向异性材料的粘塑性统一本构模型,给出了定向结晶材料和单晶材料各向异性矩阵的表达式。用所提出的统一本构模型预测了某单晶材料不同方向的迟滞回线、蠕变和松弛特性,同时与试验结果进行了比较。