一种超高强铝合金的熔铸工艺研究

详细研究了一种超高强铝合金的熔铸工艺,对铸锭的杂质控制、合金熔体的保护、晶粒细化以及铸造工艺参数的配合等多方面进行了研究,尤其是针对该合金在连铸过程中易出现的热裂问题进行了全面研究,提出了控制铸锭开裂的工艺方法.结果表明,该工艺方法可以进行φ290mm及φ308mm锭的铸造,成品率可在90%以上.     

铝合金搅拌摩擦焊缝和母材疲劳裂纹扩展行为

对7075-T6和LC4CS两种铝合金搅拌摩擦焊缝的疲劳裂纹扩展(da/d N)行为进行实验研究,并与7075-T6母材疲劳性能进行对比分析。结果表明:沿焊缝中心、前进和后退边方向,7075-T6搅拌摩擦焊疲劳裂纹扩展速率da/d N均低于LC4CS的da/d N;但沿垂直于焊缝方向两者da/d N基本一致;同种材料焊缝中心da/d N为最低,其次是后退边和前进边,而沿垂直焊缝方向da/d N为最高;7075-T6焊缝中心da/d N与其母材比较,低载荷ΔK下焊缝中心的da/d N较低、但高ΔK下母材的da/d N较低;在前进边、后退边和母材区域疲劳裂纹断口形貌明显不同,在母材区域可以观察到典型的疲劳条纹特征;但沿焊缝中心(焊核)的疲劳裂纹断口,没有任何疲劳条纹特征;7075-T6搅拌摩擦焊缝比LC4CS焊缝具有更好的抗疲劳裂纹扩展阻力,在高ΔK载荷下搅拌摩擦焊核区细小等轴晶粒不能提高疲劳裂纹扩展阻力。     

俯冲拉起飞行条件下航空发动机整机动力学特性分析

以某航空发动机带机匣双转子试验器为参考,分别采用截锥壳元素法和Timoshenko梁理论对其机匣和双转子系统进行了有限元建模,得到了试验器的整机转子动力学有限元模型。研究了俯冲拉起飞行条件下机匣支承刚度、安装节支承刚度与机动载荷对双转子航空发动机整机动力学特性的影响。研究结果表明:机匣支承刚度与机动载荷对发动机产生转静子径向碰摩的影响较大,而安装节支承刚度对发动机产生转静子径向碰摩的影响相对较小;机匣测点振动随机匣支承刚度的减小而减小,随安装节支承刚度的减小而增大;机匣测点振动对俯冲拉起机动载荷变化不敏感。     

高强化活塞烧蚀失效研究

运用软件AVL FIRE对某型柴油机进行了有近壁燃烧工况时的燃烧特性的数值模拟,同时确定了该型柴油机在有近壁燃烧工况时活塞有限元计算的热边界条件,运用软件ANSYS进行了活塞的烧蚀过程有限元分析,得到了近壁燃烧对活塞烧蚀的影响规律,进行了活塞烧蚀的实机试验,模拟计算结果与试验结果基本吻合.结果表明:所建立的烧蚀计算方法可以很好地模拟活塞的烧蚀过程;柴油机喷油器喷孔磨损变大将导致活塞喉口附近燃气温度和壁面传热系数在较大的曲轴转角内都保持较大的数值,从而使活塞发生烧蚀失效;烧蚀量随着喷油器孔径的增大先增大后减小,在孔径增大15%时达到峰值;烧蚀量随着烧蚀时间的增大而增大,但烧蚀的速度在缓慢减小.      

导电聚苯胺/镀镍碳纳米管复合材料的制备与研究

利用化学镀镍法在碳纳米管(CNTs)表面镀金属镍合金(Ni/CNTs),并以过硫酸铵为氧化剂,原位聚合法制备导电聚苯胺(PANI);通过溶液共混法,将Ni/CNTs和PANI制备成复合材料。采用透射电子显微镜(TEM)、能谱分析(EDS)、傅立叶变换红外光谱(FT-IR)、紫外-可见分光光度计(UV-Vis)、X射线衍射仪(XRD)和两探针法对Ni/CNTs和复合材料表面进行观察、结构测定和电性能表征。结果表明,Ni/CNTs的长度约几百纳米至几十微米,镀层的厚度在20～30nm;随着Ni/CNTs含量增加,复合材料的电导率增加,其渗滤阈值为3.5%。     

大型民机巡航状态下头部流动特性实验研究

高速巡航飞行时,机头的流动特性对大型民机的耗油率以及驾驶舱的舒适程度都有影响,民机高速巡航飞行时要求飞机头部尽可能不存在分离流动,高速气流在机头舷窗位置不出现激波。通过风洞试验．在FD-12高速风洞中得到了某民机头部的压力分布、彩色油流照片以及PIV宅间流场显示结果。试验结果表明：在巡航状态下,机头表面主要是附着流动,来流马赫数为0．82时,机头舷窗后方局部出现超声速区。     

基于改进型近场动力学方法的复合材料单向板变形与破坏分析

针对复合材料单向板的变形与破坏问题,采用经典的键型近场动力学(Peridynamics,PD)理论进行建模分析,利用基体键与纤维键描述单向板宏观各向异性,同时在基体键中引入反映长程力尺寸效应的核函数修正项改进近场动力学本构模型,构建相应的准静态数值求解体系。使用传统PD模型与改进型PD模型对单轴拉伸单向板变形进行定量计算,二者所得计算结果较理论解相对误差分别为3.5%和1.7%,表明改进型PD模型具有更高的定量计算精度。开展含不同角度中心裂纹单向板单轴拉伸破坏试验与数值模拟,二者所得单向板最终破坏形式与破坏特点均吻合,表明当前模型与方法能够有效处理单向板的破坏问题。最后对纤维角度为0°单向板的拉伸破坏过程展开模拟分析,结果表明单向板在前期主要出现基体开裂,当裂纹扩展至夹持区域后,结构出现纤维断裂,最终形成贯穿整个结构的断面导致单向板发生破坏。     

导航计算机测试软件的架构设计

为解决多种型号被测产品、在不同测试设备上的测试软件开发的问题，尽可能地缩短开发和调试时间，并确保软件的开发质量，提出了一种针对导航计算机测试这一特定领域，以提高扩展性和重用性为目标的软件架构。该架构提供了统一的测试软件设计和开发方法，规范了软件的实现过程，为测试软件的开发提供了一致性的解决方案。采用组件化的开发方法，将具有复用价值的内容封装为组件，为测试软件开发和运行提供了共享的基础平台；提供了开放式的体系结构，规定了内部的组织结构、组件类别与职责、接口规范、交互方式、组件开发方法，便于软件的扩展和修改。经过工程项目的验证，该架构满足在各种专用测试设备上、针对不同型号被测产品的测试软件快速、高质量开发的需要。     

CFRP三维铣削仿真模型的建立及层间损伤分析

碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)具有层间结合强度低、各向异性等特点,切削过程中易产生层间损伤。为了对CFRP铣削加工过程中的层间应力、层间损伤进行研究,建立了复合材料三维铣削仿真模型。该模型在结构上采用等效均质建模,层内单元利用VUMAT子程序建立了三维Hashin起始失效准则以及损伤演化过程模型,层间采用Cohesive单元连接以模拟层间损伤的产生及扩展。通过与实验切削力数值的比较,验证了仿真模型的准确性。利用该模型分析了切削力、层间应力及层间损伤随纤维方向角(0°、45°、90°、135°)的变化规律。结果表明:铣削过程加工损伤主要集中在近工件表面。铣削力、层间应力、层间损伤受纤维方向角的影响,纤维方向角为90°与135°时,轴向铣削力较大,层间应力与层间损伤均随纤维方向角的增加而增大,纤维方向角为135°时,层间应力最大,层间损伤最严重。     

原子气室内自旋极化率的空间操控与测量

目前,对原子气室内自旋极化率的空间操控与测量已有不少研究,但是对这类研究缺乏系统的分析、整理和综述。通过对文献的梳理,将现有的操控与测量方法分为三类,即光操控/磁测量方法、磁操控/光测量方法和光操控/光测量方法。分别对这三类方法进行了叙述,尤其是对笔者所在小组提出和研究的光操控/光测量方法进行了详细的介绍。该方法采用时空双重调制技术和正交隔离技术,实现了13.7μm线宽的自旋极化率空间操控与测量。此结果不仅远小于之前毫米量级的空间分辨率,而且突破了无扩散干扰距离的限制。基于上述实验进展,对原子气室内自旋极化率操控与测量的空间分辨率理论极限进行了初步分析。