含边缘裂纹铝合金厚板的复合材料双面修补研究

采用表面打磨,80℃、接触压固化的方法,利用碳纤维/双马复合材料预固化补片对边缘裂纹的铝合金厚板进行双面胶接修补,测试修补前后的静态和疲劳性能,并结合高低温老化和常温油浸试验考核其耐煤油性。结果表明:修补后平均破坏载荷由94.313 kN增加到143.593 kN,提高了52.25%;疲劳寿命由2 019次循环增加到34 698次循环,提高了16.19倍;临界裂纹长度由13.5 mm增加为27.5 mm;裂纹扩展速率由2.72 mm/1 000循环降低为0.59 mm/1 000循环。在300次循环高低温油浸及180 d的常温油浸试验条件下,燃油对试验件疲劳性能无影响,同时修补试验件对煤油品质无明显影响。     

某滑动轴承-转子系统次同步失稳机理分析及试验研究

通过简化的轴承转子系统模型,分析了次同步失稳机理,给出了次同步失稳解决方案。在试验台架上进行了5叶可倾瓦滑动轴承支承的柔性转子系统运转试验,当工作转速处于2和3阶临界转速之间时,观察到了明显的次同步失稳现象,获得了失稳门槛转速,分析得出轴承中环形流体周向平均速度系数。通过修改转子结构,提高低阶横向弯曲临界转速,有效消除了次同步失稳,实现了试验转子的超高速稳定运行。     

星载相控阵GNSS-R测高系统设计与实验

星载GNSS-R测高系统采用多波束相控阵天线和干涉互相关处理方式,接收北斗导航卫星和GPS导航卫星发射的L波段导航直射信号与海面反射信号,进行海面高度探测。详细介绍GNSS-R测高系统设计与实现、集成和外场试验等,外场试验不仅验证了相控阵GNSS-R测高系统功能,更重要的是验证了核心软件算法的正确性。GNSS-R测高系统适用于中尺度海洋现象的观测,可在时间和空间尺度上扩展雷达高度计的观测能力,并与之相互补充,有利于对复杂海面的中尺度结构进行较高时间分辨率的观测。GNSS-R测高仪为星载高精度海面高度探测提供了新型载荷。     

基于SAR二维余弦调相二次调制的干扰方法研究

通过二维余弦调相调制SAR信号,可以在距离向和方位向扩展形成多个点目标,但每个点目标在距离向和方位向的尺寸等同于SAR分辨率大小.当点目标与被掩护目标或需要模拟的目标存在较大尺寸差异时,容易被识别.提出一种基于二维余弦调相二次调制的干扰方法,可获得尺寸可调的多假目标,也可灵活实现多种干扰效果,最后利用仿真实验验证了该方...     

液氧/煤油补燃发动机低频频率特性研究

基于模块化层次化的建模技术,建立液氧/煤油补燃发动机的线性小扰动频率特性仿真模型.在建模过程中,重点考虑了绝热流动假设和熵波影响下的气路模型.依据交流流体网络理论,运用传递函数法分析了该型发动机的低频频率特性,为研究液体火箭的纵向耦合振动(POGO)及发动机动力学提供帮助.      

TC11钛合金钨极氩弧焊工艺试验研究

针对TC11钛合金材料进行了自动钨极氩孤焊接工艺试验,获得了成形良好的焊缝,焊接质量符合航空Ⅰ级焊缝标准.采用金相试验方法和力学性能试验对不同焊接填充材料下的显微组织和性能进行对比.结果表明,采用TC11同质焊丝可获得与母材抗拉强度相当的焊接接头,略高于采用TA2纯钛焊丝的接头,但采用TA2焊丝时的集中塑性接近母材.     

喷丸、喷砂与HVOF WC-17Co涂层表面完整性对TC18钛合金疲劳性能的影响

为了探讨喷丸、喷砂与HVOF WC-17Co涂层表面完整性对Ti5Al5Mo5V1Cr1Fe(TC18)钛合金疲劳性能的影响规律和作用机制,利用X射线衍射仪(XRD)、表面粗糙度仪、显微硬度计、扫描电子显微镜(SEM)以及X射线应力测试仪等分析了喷丸、喷砂及其复合超音速火焰喷涂(HVOF)WC-17Co涂层的表面完整性,利用旋转弯曲疲劳试验机研究了上述表面处理对TC18钛合金疲劳性能的影响规律。结果表明,喷丸预处理比喷砂预处理能够使TC18钛合金表面获得更好的表面完整性,因而显著提高了TC18钛合金的疲劳抗力,而喷砂处理对TC18钛合金疲劳抗力无明显影响。喷丸后进行HVOF WC-17Co涂层处理使TC18钛合金疲劳寿命提高6倍,原因归于喷丸层内仍保留数值较大、分布较深的残余压应力,有效延缓疲劳裂纹的萌生和早期扩展。喷砂后进行HVOF WC-17Co涂层处理使TC18钛合金疲劳抗力显著降低,原因是HVOF过程的高温效应使喷砂层内残余压应力场松弛,使喷砂表面缺口效应和损伤的不利影响作用突显,加之WC-17Co涂层韧性低、表面粗糙度大、存在孔洞型缺陷,不利于抗疲劳性能。     

热源与热沉的距离对焊接接头应变影响研究

热源与热沉的距离D是动态控制低应力无变形焊接技术的关键参数之一。采用有限元技术开展了热源与热沉中心的距离对焊接接头应变影响的研究。研究发现:冷却介质的急冷作用使得热源与热沉之间的温度陡降,温度梯度变大,热沉作用处成为焊缝中心线上温度最低的位置;不同的D值引起的焊缝中心点的温度历史不同,塑性应变的历史不同,残余态结果也不同。热源与热沉之间距离越近,拉伸作用越强。热源与热沉中心的距离较近时,可以产生大于加热阶段形成的压缩塑性应变的拉伸塑性应变,从而不仅补偿加热时产生的缩短应变,而且还使焊缝中存在拉伸塑性应变。     

动导数支架干扰的试验研究

采用镜像两步法在FL-8风洞中进行了俯仰振荡动导数支架干扰修正实验，实验结果表明：在强迫振荡动导数实验中，支架干扰对动导数实验数据有明显的影响。通过对实验数据进行支架干扰修正，可以进一步提高实验结果的准确性。     

飞机生命周期入口技术研究

介绍了飞机生命周期入口的概念,对入口技术的研究现状进行了分析,提出了飞机生命周期入口的体系结构。最后,结合航空现代集成制造系统AVICIMS项目给出了飞机生命周期入口的实现方案。