高性能热塑性复合材料在直升机结构上的应用与展望

高性能热塑性复合材料具有高韧性、优异的抗冲击损伤性能及较佳的抗疲劳性能,特别适用于以起落架、尾段、桨毂中央件及传动轴等为代表的直升机高损伤阻抗、高抗疲劳及弹击损伤容限设计需求特定结构部位。高性能热塑性复合材料在国外直升机上的应用正从实现关键层板结构部位全面应用拓展至复合材料夹层结构部位,并大量采用原位自动纤维铺放(automated fiber placement,AFP)等自动化、低成本制造技术和虚拟实验等低成本验证技术,受限于国产热塑性复合材料技术成熟度较低和新研复合材料体系传统积木式方法应用验证的高昂成本及漫长周期,国内直升机热塑性复合材料应用尚处于起步阶段,未来需要重点解决国产热塑性复合材料的性能稳定性及一致性以及在此基础之上的低成本自动化制造工艺、配套低密度耐高温芯材及高效率高置信度虚拟认证技术。     

树脂基复合材料在直升机的应用及其制造技术

树脂基复合材料由于优异的特性在直升机结构上得到了广泛的应用,已经逐渐替代了铝合金等金属材料成为直升机结构的主要材料,为提升直升机的性能做出了巨大的贡献.本文对树脂基复合材料在直升机结构上的应用及其制造技术的发展进行了回顾,介绍了国外直升机复合材料的制造应用案例,并对未来制造技术的发展趋势进行了展望.研究表明,整体化设计...     

无人机结构复合材料应用进展

先进树脂基复合材料在国外无人机上得到了广泛应用,国内先进树脂基复合材料在大型无人机上的应用才刚刚开始,与国外先进技术相比还存在不小差距,为满足未来无人机的高空、长航时、功能性、经济性等各种高性能需求,国内应积极地开展复合材料在无人机上各种关键技术的研究和应用。     

液态成型复合材料在直升机上的应用

自20世纪60年代以来,高性能树脂基复合材料在直升机结构中的应用获得了迅速发展,传统的预浸料-热压罐成型复合材料在直升机结构上已取得了大量应用,对结构减重、性能提升起到了显著作用。但是,随着复合材料技术的发展以及直升机对低成本、整体成型技术的强烈需求,低成本液态成型复合材料逐渐在直升机上获得应用,其应用水平及应用效果也不断提升。以RTM、VARI两种典型的液态成型技术为主综述了液态成型复合材料在直升机上的应用,并对新型的液态成型工艺进行了介绍,以期能为直升机设计人员和复合材料工艺人员提供选材及工艺方案方面的技术支撑。     

增材制造——面向航空航天制造的变革性技术

增材制造技术在航空航天应用方面具有单件小批量的复杂结构快速制造优势,未来将向着设计、材料和成形一体化方向发展。分析了增材制造在航空航天领域应用发展的3个层面,以航空发动机涡轮叶片增材制造、高性能聚醚醚酮（PEEK）及其复合材料、连续纤维增强树脂复合材料及太空3D打印为主题,介绍了增材制造技术国内外以及西安交通大学的研究状况。涡轮叶片应用增材制造工艺可以有效提高效率降低成本,未来向高性能的高温合金和陶瓷基复合材料增材制造技术发展。高性能轻质聚合物PEEK及其复合材料增材制造在高力学性能结构件、吸波功能件的成形中得到应用,将改变现有的设计与材料,推动结构与功能一体化发展。连续纤维复合材料增材制造将带动无模具纤维复合材料成形的新发展,在太空3D打印将改变未来航空航天制造模式。增材制造技术将给航空航天制造技术带来变革性发展。     

世界军用直升机发展趋势

本文概述国外军用直升机装备发展现状,从新军事变革、现代化升级、无人化和新概念旋翼机四个方面总结、归纳了国外军用直升机装备发展趋势,探讨、分析了国外军用直升机技术包括设计/制造、智能/复合材料、先进航空电子等技术未来的发展。     

直升机空气动力学现状和发展趋势

直升机空气动力学是直升机技术研究及型号研制的基础性学科和先行学科,本文概述了国外的直升机气动理论与方法研究、基于气动理论和方法的应用基础研究、直升机气动试验技术的研究现状,预测了直升机空气动力学专业的未来发展趋势,为国内的直升机空气动力学专业的发展提供参考。     

固体火箭发动机复合材料裙技术研究发展

介绍了固体火箭发动机壳体裙的结构、用途及采用复合材料裙体的优点。详细讨论了玻璃纤维和混杂纤维等增强材料在国外发动机裙上的应用，以及国内在该领域所取得的研究成果和复合材料裙的单独成型及整体成型工艺，同时展望了国内布带缠绕高性能复合材料裙的技术发展趋势和应用前景。     

复合材料平尾中央翼的界面强度分析与改进设计

正复合材料与金属相比有较高的比强度与比模量,因此复合材料整体结构设计与生产技术是减轻结构重量、降低生产成本的一种有效途径,是目前国际上飞机复合材料结构设计与制造领域重点发展的关键技术之一。自20世纪60年代开始,复合材料零部件开始得以在直升机上应用,使直升机的重量效率(有效载荷/起飞重量)有了大幅度提高。复合材料在直升机上的应用经历了从次承力结构至主承力结构缓慢发展的过程。尽管已大量应用于直升机     

直升机结构复合材料构件的细节设计

本文通过进行直升机的结构复合材料件设计与制造的研究于实践,并消化国外直升机复合材料件的资料,对复合材料铺层设计作重点介绍。主要介绍复合材料结构件在铺层详细设计中应注意和明确的若干技术问题,同时介绍复合材料件的连接设计。这对复合材料件详细设计具有一定的指导作用。     

冷却结构塞式喷管红外特性抑制试验技术研究

利用涡扇发动机喷管红外辐射特征模拟试验台,对二元塞式喷管的红外辐射特征进行试验研究,得到塞锥冷却对二元塞式喷管红外辐射特性的影响规律,并与轴对称收扩喷管(基准喷管)进行了对比。试验结果表明:在探测角0°方向上,相比基准喷管,二元塞式喷管在不采取冷却措施时红外特征降低了12.1%,冷气流量为1.0%总流量时红外辐射强度降低了40.8%,冷气流量为2.8%总流量时红外辐射强度降低了51.2%。     

某型涡扇发动机分布式容错控制系统设计与试验验证

为了提高某型涡扇发动机控制系统的安全性和可靠性,提出1种分布式架构下的容错控制方案。基于模块级硬件冗余的思想,设计了包含7个智能节点的基于TTP/C(时间触发协议)总线的发动机分布式容错控制系统,可以实现核心控制节点的硬件备份。基于控制律重构的方法,采用模型参考变结构控制算法设计了容错控制器,可以根据系统故障情况将控制结构切换至无故障的控制回路中。搭建了涡扇发动机分布式容错控制系统硬件在环仿真试验环境,开展了容错控制系统的试验验证。结果表明:在核心控制节点故障时,容错控制系统可以在120 ms内快速启用热备份节点代替故障节点;在非核心控制节点故障时,容错控制系统可以在100 ms内完成控制回路的切换,并保证发动机各状态量不产生明显波动。     

航空发动机转子工作弹性线测试及应用研究

基于三维全息谱思想,利用计算机图形学方法,研究航空发动机转子工作弹性线测试及可视化技术。在高速动平衡试验机上,针对航空发动机真实高压转子进行转子弹性线测试和可视化研究,分别在不同平衡状态下测取了转子工作弹性线,实现了转子弹性线的动态显示。研究表明,转子不平衡量对转子工作弹性线的大小和形状具有重要影响,转子弹性线测试与可视化技术可作为转子平衡状态的有效评估方法和手段。     

基于机器人的飞机大型结构三维自动化检测方法

外形数据测量是飞机装配中至关重要的一环。传统模拟量检测无法满足飞机大型结构点的外形测量需求,而单独的数字化测量设备和方法又难以实现大尺寸和复杂结构的测量。构建了由工业机器人和激光跟踪仪组成的自动化扫描系统,研究了飞机大型结构自动化检测方法。根据轨迹规划和仿真的结果,实现机器人扫描系统对大型结构测量,将测量结果与理论数模比较就可以分析大型结构的误差信息,实现对大型结构的检测。     

一种用于间断装配的流场结构辨识算法

使用激波装配法时,初始激波是否准确将会对计算过程产生影响。为了确定初始激波的位置,提出了一种新的流场结构辨识算法。该算法以捕捉法计算得到的流场作为系统观测数据,根据密度、压力等参数从该数据中获取激波和接触间断等流动特征周围的网格节点作为离散点集。通过将该离散点集分割成若干子区域,在各子区域内进行分片拟合,最终将离散点集拟合成连续光滑的实体模型,并将此作为初始激波面。在二维方法的基础上,通过引入单位球模型成功将该辨识算法拓展到三维应用。结果表明,采用该方法获得的间断曲面(激波和接触间断)与捕捉法流场中的间断分布吻合较好,作为初始间断面用于装配法可快速得到收敛解。该方法解决了应用激波装配法时确定初始间断面的难题。此外,该方法还可用于网格自适应方法。选择不同流动参数,可以获得相应流场特征结构的空间曲面,在此曲面的基础上可进行网格局部加密或重剖分。该流场结构辨识算法用于网格自适应具有网格尺度自由设置的优势。     

变形参数对挤压成型镍基粉末高温合金固溶热处理晶粒组织的影响

进行双锥体试样热模拟压缩实验,研究变形温度、应变速率及应变状态对一种挤压成型镍基粉末高温合金固溶热处理晶粒组织的影响,获得在变形温度 1060~1120 ℃,应变速率 0.003~0.3 s^-1 范围内,变形温度、应变速率与热处理晶粒组织的对应关系。结果表明:在相同应变量下,温度一定,应变速率越大,流变应力越大;应变速率一定,温度越高,流变应力越小;在相同应变速率下,较低变形温度的试样晶粒组织出现不均匀的现象;在相同的变形温度下,三种应变速率下的试样平均晶粒尺寸为 18~20 μm,但较大应变速率的试样明显出现不均匀晶粒组织。为获得均匀的晶粒组织,更适合的热变形参数为:变形温度 1120 ℃,应变速率 0.003 s^-1。在相同的变形温度和应变速率下,随局部应变的减小,平均晶粒尺寸呈逐渐增大的趋势。     

基于高斯过程回归的连续式风洞马赫数控制

在风洞实验中保持实验段马赫数的稳定对实验的成功具有重要意义。传统的PID控制算法具有一定时滞性,不能满足连续变迎角实验模式下马赫数的控制精度要求。针对这一缺陷,提出了一种基于高斯过程回归的前馈控制策略,结合PID控制器共同完成马赫数控制任务。首先,对原始数据执行了预处理操作,将数据集中的异常数据进行清洗并且对清洗后的数据进行标准化;其次,选取迎角、实时马赫数、实验段截面积作为高斯过程回归模型的输入,压缩机转速作为输出,采用随机划分数据集与分组划分数据集两种策略进行建模,并将高斯过程回归与常用回归模型的预测精度进行了比较;最后,给出了利用高斯过程回归预测结果及预测置信度进行PID反馈控制的方法。实验结果表明高斯过程回归对风洞实验数据具有很好的建模能力,基于高斯过程回归的前馈控制与PID结合的控制策略能够提高连续变迎角模式下的马赫数控制精度。     

第一届航空CFD可信度研讨会总结

总结了第一届航空可信度研讨会(AeCW-1)的数值模拟结果。AeCW-1会议由中国空气动力学会计算空气动力学专委会主办,并在第一届空气动力学大会上做了专题研讨。本次研讨会吸引了14家单位参与,共提交了26组计算结果。活动的主要目的是针对典型运输机巡航构型,评估国内CFD当前技术状态,探索CFD进一步发展的研究方向,促进CFD验证和确认工作的开展,为大型客机的研制提供技术支撑。AeCW-1选择的研究模型为中国空气动力研究与发展中心(CARDC)设计的单通道运输机模型(CHN-T1),CHN-T1包括机身/机翼/平尾/立尾等部件,分别在CRADC的2.4m×2.4m风洞(FL-26)、欧洲的2.4m×2.0m风洞中(European Transonic Wind Tunnel,ETW)开展了风洞试验。AeCW-1组委会提供了系列结构网格和非结构网格,研究工况主要包括网格收敛性研究、抖振特性研究、雷诺数影响研究,风洞模型支撑装置和静气动弹性变形对数值模拟结果的影响是重要的研究内容。本文对提交组委会的数值模拟结果进行统计分析,并与FL-26及部分ETW的风洞试验结果进行了对比,对未来的研究工作提出了意见和建议。     

基于非结构混合网格的CHN-T1标模气动特性预测

本文使用自行研制的基于非结构混合网格的亚跨超声速流场解算器MFlow,对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1进行了数值模拟研究。介绍了非结构混合网格的生成情况,重点分析了网格收敛特性、压力分布、气动特性曲线、流动分离等。计算得到了近似线性的网格收敛特性。随着网格加密,对激波和分离气泡的模拟更精细。尾支撑对气动特性的影响非常明显,特别是对平尾气动特性有很大影响。机翼静气动弹性变形的影响主要是使升力系数和阻力系数减小。湍流模型的QCR修正对大迎角计算结果有较大的影响。计算结果表明,MFlow程序能够准确地预测客机标模的气动特性。     

硅基防热材料表面流动特性研究

硅基复合防热材料在气动热试验时,表面有大量的熔融物质在气流作用下形成流动的液态层,其表面流动特性直接影响防热材料表面温度、质量损失和线烧蚀量,也间接决定了防热材料的烧蚀性能和隔热性能。本文通过烧蚀机理分析和光学非接触式测量的方法,研究某类硅基材料的流动特性。烧蚀机理分析将熔融物质视为液态边界层,研究其与固体防热材料表面之间的运动特性,同时考虑质量引射效应和液态层蒸发现象,得出液态层流动速度与气流剪切力、液态层厚度和液态层动力黏度的相关公式。光学非接触式测量方法以3D摄影测量为基础,结合PIV增量相关匹配算法和光流法,研究熔融液滴在固体防热材料表面整体的和单一的运动特性。在某一特定的流场状态下,对于表面液态层流动速度,烧蚀机理计算结果为26mm/s,而光学非接触测量结果为10mm/s。两种方法的误差来源主要是理论假设、材料参数和测量区域等方面的不同。研究结果表明,液滴之间具有很强的相互作用且流动速度差距较大,烧蚀机理分析可以做为工程计算方法预估试验结果,而光学非接触测量可以做为烧蚀机理分析的验证手段,并给出防热材料在试验过程中的烧蚀特性。