Static Pull and Push Bending Properties of RTM-made TWF Composite Tee-joints

This paper deals with static pull and push bending tests on two-dimensional (2D) orthogonal EW220/5284 twill weave fabric (TWF) composite tee-joints processed with the resin transfer moulding (RTM) technique. Static pull and push bending properties are determined and failure initiation mechanism is deduced from experimental observations. The experiments show that the failure initiation load, on average, is greater for push bending than for pull bending, whereas the scatter is smaller for push bending than for pull bending. The failure mode of RTM-made tee-joints in pull bending tests can be reckoned to be characteristic of debonding of resin matrix at the interface between the triangular resin-rich zone and the curved web of tee-joint until complete separation of the curved web from the bottom plate. In contrast, as distinct from the products subject to pull bending loading, the RTM tee-joints in push bending tests experience matrix cracking and fibre fracture from outer layers to inner layers of the bottom plate until catastrophic collapse resulting from the bending. Three-dimensional finite element (FE) models are presented to simulate the load transfer path and failure initiation mechanism of RTM-made TWF composite tee-joint based on the maximum stress criterion. Good correlation between experimental and numerical results is achieved.     

半硬式临近空间飞艇结构设计技术研究

结合某型号工程实例,简述了半硬式临近空间飞艇中各种承载部件的结构布局形式,以及结构之间的连接形式;以纺锤形临近空间飞艇为例,利用经验公式对软式、半硬式艇体分系统的质量进行评估;应用MSC.PATRAN/NASTRAN有限元分析软件分别建立软式、半硬式两种形式的结构有限元模型,并进行强度求解。结果表明：在相同边界约束、工况条件下,与软式飞艇相比,半硬式飞艇不仅结构强度高,有着很高的结构承载效率,而且有利于结构重心的布置,更符合结构设计规范要求。     

基于应变速率循环法的TA15钛合金超塑性本构方程

采用应变速率循环法对TA15钛合金进行三组高温超塑性拉伸试验,变形温度区间为850~950℃,应变速率循环区间为5×10-6~5×10-4s-1。分析拉伸试验数据后,计算出TA15钛合金动态再结晶激活能Q,结合金相组织分析得出其热变形过程中发生了动态再结晶的结论;并利用Arrhenius模型构建超塑性本构方程,应用origin数据处理软件进行数据分析,求得TA15钛合金高温条件下的超塑性本构方程。运用1stopt软件修正了该本构方程,使其精度达到99.3%。结果表明,TA15钛合金的流动应力对变形温度较为敏感,随着温度的升高,流变应力逐渐减小,软化机制愈发明显,且在900℃附近的超塑性较好,伸长率达到了846%。     

单相液体发汗冷却规律实验

以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景,制备了全烧结金属多孔介质支板结构,并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究.实验结果表明:液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热,当注入率为2%时,冷却效率可以高达93%;随注入率增大,发汗冷却的冷却效率趋近于100%,增幅逐渐减小;在该实验所采用的两种不同主流温度条件下,相同注入率、相同位置的冷却效率近似相等.对发汗冷却的冷却剂停止供应后的支板表面温度热响应特性进行了初步研究,根据支板内液态水蒸发的过程分3个阶段进行了分析.      

国内外飞机雷电直接效应试验标准对比

飞机雷电直接效应的试验依据,国内可参照的标准只有HB6129-1987《飞机雷电防护要求和试验方法》与GJB3567-99《军用飞机雷电防护鉴定试验方法》,这两部标准发布年代较早,相对于国外近年发布的标准有较大差异。本文将GJB3567-99与国外主流标准进行全面比较,分析国内外雷电直接效应试验标准的差别,并对试验依据的选择提出了建议。     

北斗星基增强系统单频服务区域可用性评估

在研究美国广域增强系统(WAAS)与欧洲地球同步导航重叠系统(EGNOS)服务可用性评估方法的基础上,基于连续8天的实测数据对当前北斗星基增强系统(BDSBAS)单频服务一类垂直引导进近(APV-I)的区域可用性进行了初步评估.评估结果表明,受系统实际播发的卫星完好性参数有效性与电离层格网点(IGP)分布的限制,中国大...     

第三代航空齿轮钢圆柱齿轮弯曲疲劳强度性能测试分析

以第三代航空齿轮钢圆柱齿轮的弯曲疲劳性能作为研究对象,修正了国标（GB）给出的齿轮弯曲夹具计算公式,设计了弯曲疲劳试验用圆柱齿轮参数,并对该材料的齿轮进行了弯曲疲劳试验。通过对试验结果数据采用对数正态分布、二参数威布尔分布数据处理方法对试验数据进行了处理,得到了该材料的试验齿轮弯曲疲劳极限及可靠-应力-寿命（R-S-N）曲线,同时与9310钢（第一代）齿轮的性能进行了对比分析。结果表明:在置信度为95%、可靠度为99%的情况下,9310钢圆柱齿轮的弯曲应力极限为602 MPa,第三代航空齿轮钢圆柱齿轮钢的弯曲应力极限为687.6 MPa,第三代齿轮钢的齿轮弯曲疲劳性能相对于9310钢疲劳性能提高了14.2%,该材料在航空齿轮传动齿轮的弯曲疲劳特性方面体现出较大的优势。      

激光选区熔化增材制造缺陷智能监测与过程控制综述

激光选区熔化（SLM）技术被认为是最有应用前景的增材制造技术之一,已应用于航空航天、医疗器械等领域。然而,如何确保构件质量的可靠性和制造的可重复性是SLM面临的最大挑战,已被认为是限制SLM及其他金属增材制造技术发展和工业应用的最大壁垒。其中,主要原因是SLM过程中会产生难以控制的缺陷。因此,对SLM进行过程监测和实时反馈控制是解决这一挑战的重要研究方向,也已成为学术界和工业界的研究热点之一。通过对近十年该领域的文献调研,综述了金属激光增材制造中常见的冶金缺陷及其产生机理,对金属增材制造过程产生的信号及其监测手段,如声信号、光信号及热信号等进行了详细描述;总结了信号数据的处理方法,包括传统的统计处理方法和新兴的基于机器学习的智能监测方法;随后,综述了金属增材制造过程的质量控制方法,包括非闭环控制和闭环控制,并对全文进行了总结,展望了未来SLM智能监测和控制领域值得深入的研究方向。     

航空制造企业工艺设计与管理平台研究与应用

针对型号研制及交付对工艺设计提出的高效率、高质量和快速响应的要求,结合企业数字化转型的发展趋势,开展了面向航空制造企业的数字化工艺设计与管理平台构建技术的研究,论述了平台架构、业务模式和关键技术.提出构建以产品模型与制造构型信息作为数据主线,以型号研制工艺业务过程作为业务主线,以工艺工作任务管理为抓手的面向工艺全过程的...     

舵机电位器的反馈位置误差补偿方法研究

舵机因电位器基准电压线性误差以及负载效应非线性误差等因素产生反馈位置误差,易造成导弹在发射、大机动飞行时控制效率降低,甚至影响到控制系统回路的稳定性。在电位器等效电路模型的基础上,对两类误差产生机理展开了深入研究,提出了一种舵机电位器的反馈位置误差补偿方法,实现了舵面偏角的有效修正。实验结果验证了该反馈位置误差补偿方法的正确性和有效性。