热/力耦合作用下基于应力分析的冰破坏准则

根据飞机热除冰的物理过程,考虑外部空气动力和蒙皮表面加热的作用,建立了NACA 0012翼型前缘冰层应力计算模型。采用有限元方法和平面三角形单元对控制方程组进行了求解,获得了外部空气动力和蒙皮表面加热对冰层黏附界面应力的影响规律。研究表明:蒙皮表面不加热时,来流速度影响了黏附界面应力的强度,来流攻角影响了黏附界面应力的分布,冰-蒙皮间黏附界面切应力最大值随来流速度呈近似线性增大趋势,但外部空气动力很难造成冰层破坏。蒙皮表面加热时,冰-蒙皮间黏附界面的耦合应力和冰层内部的主应力随着热流密度的增大而增大,很容易超过剪切强度,这是造成冰破坏的关键因素。耦合冰-蒙皮剪切强度随界面温度的变化关系,初步建立了基于应力分析和热/力耦合作用的冰破坏判断准则。外部空气动力产生的界面应力和蒙皮表面加热产生的界面热应力之和，必须大于与蒙皮表面温度相关的剪切强度，则冰层发生破坏，破坏位置是耦合应力超过剪切强度的区域。      

一种新型Bang-Bang电磁阀的研制

针对系统提出的轻质长寿命、氙气工作介质的要求,特别设计了一种新型Bang-Bang电磁阀。该电磁阀采用"弹簧+单簧片"的设计方案,通过对5. 70～6. 72 MPa密封比压、0. 12～0. 14 mm配合间隙、0. 20 mm行程等参数的合理选取,阀门顺利地通过了振动试验、最大量级1 600 g的冲击试验、20 g加速度试验、(10～75)℃热真空试验和(-10～+75)℃热循环等环境试验的考核以及100万次的寿命试验验证,试验前后阀门漏率及响应时间等参数稳定,满足了系统要求。     

截面形式对复合材料杆件固化变形的影响

热固性复合材料构件应用广泛，但其在加热固化成型过程中易产生变形。通过优化铺层设计，可以减小碳纤维增强环氧树脂细长杆件固化过程的变形，但是忽略了截面形式对固化变形的影响程度。本文提出在复合材料大长径比构件设计时应采用有限元分析(Finite element analysis, FEA)方法进行热变形分析，充分考虑截面对称性对产品固化变形的影响，有效降低该类产品固化过程中的变形。     

磁锁式双稳态自锁阀响应特性理论研究

空间飞行器推进系统中大量使用磁锁式双稳态自锁阀,其响应特性是设计中的重要环节,直接影响推进系统的精确控制。由于自锁阀一般采用双线圈控制,两驱动线圈间存在互感现象,响应特性的设计计算与电磁阀有明显区别,有必要对自锁阀的响应特性进行理论分析研究。根据磁锁式双稳态自锁阀工作原理及特点,建立控制电路和磁路等效模型,基于电磁感应定律推导出模型对应的电压平衡方程和力平衡方程,求解得出了自锁阀响应特性简化理论计算公式。公式解释了自锁阀在控制释放回路中感应电流会延长响应时间、增加电流比的原理,明确了自锁阀的动作裕度不会因电流比变化而受到影响的特点。根据推导出的简化理论公式对阀门产品响应特性进行仿真计算,计算结果和产品实际测试数据基本吻合。由简化理论公式研究表明:如自锁阀控制线圈回路中有感应电流,感应电流越大则自锁阀响应时间越长、自锁阀开启或关闭电流比越大,但自锁阀克服外力动作的能力不会因为感应电流存在而受到影响。     

基于全域CZM的复合推进剂细观损伤与断裂研究

采用全域CZM模型模拟了复合固体推进剂从细观脱湿到基体开裂,直至微裂纹扩展汇合,最后断裂破坏的演化过程,探索了其宏观力学行为发生发展的内在原因。数值模拟结果在微裂纹的开裂特征以及推进剂的宏观应力-应变曲线等方面与试验结果吻合较好。研究结果表明,采用全域CZM模型能有效模拟复合推进剂材料细观断裂破坏过程及其宏观力学性能;通过参数反演可知混合基体的初始刚度远小于颗粒/基体界面的,而粘接强度和粘接能大于界面的,这使得基体易变形而界面先脱湿;可将推进剂受拉伸载荷的细观力学行为分为四个阶段:无损伤变形阶段、界面部分脱湿阶段、脱湿与基体开裂并存阶段、微裂纹聚合断裂阶段。     

孔挤压强化对FGH95合金室温及高温疲劳性能的影响

孔是一种典型的应力集中结构。本文研究了芯棒直接冷挤压对FGH95合金试样中心孔的高、低温疲劳寿命的影响规律,并采用扫描电镜、粗糙度仪、X射线应力测量仪及显微硬度计等仪器分析了疲劳断口和孔壁表面完整性主要参数,探讨了FGH95合金孔挤压强化机制。结果表明:相比未挤压试样,孔挤压试样在室温、650MPa的中值疲劳寿命提高了0.9倍以上,而527℃、575MPa的中值疲劳寿命提高了10.3倍以上。分析表明,孔壁经冷挤压后,孔壁表面粗糙度大幅下降,孔壁沿径向形成了一定深度的残余压应力层和组织硬化层,对中心孔试样的室温、高温疲劳寿命的提升具有重要作用。另外,晶界的存在和相邻晶粒的晶体学取向差异会对疲劳裂纹扩展路径产生显著的影响。     

插入式机翼下壁板对接附加弯矩研究

插入式机翼下壁板对接具有双剪传力稳定、疲劳性能好的优点，但其结构中心线在对接区变化明显，会带来附加弯矩。为尽量减小对接区的附加弯矩，提出了在建立飞机骨架模型时即优化中央翼下翼面外形面相对外翼下翼面的位置方法。基于插入式机翼下壁板对接结构的特点，阐述了对接结构偏心的来源和附加弯矩的形成；针对某A型飞机的对接结构计算了偏心值，并利用力法对附加弯矩在对接区的分布进行了计算分析。以某A型飞机的对接结构为基础，建立了4组插入式下壁板对接结构的模型，每组模型的中央翼下翼面位置相对外翼的不同；分别用力法和有限元法对附加弯矩进行了计算。结果表明：可以通过优化中央翼下翼面外形面的相对位置达到减小对接区附加弯矩的目的。描述了另外两种下壁板对接形式的附加弯矩情况，并和插入式的进行了简单比较。最后，总结了为减小区域附加弯矩及其不利影响在对接结构设计上需要注意的点。