分层损伤对含孔复合材料层合板剩余强度影响

以国产碳纤维复合材料CCF300/QY8911含孔层合板静力拉伸试验为基础,建立了符合其损伤失效模式的有限元三维预测模型.通过引入Cohesive界面单元分析了层合板拉伸过程中的分层扩展,数值模拟的结果与试验结果吻合较好,破坏载荷预测结果与试验数据相比误差在5%以内.根据CCF300复合材料构件在制造过程和实际使用中产生的孔边分层缺陷的情况,在孔边预置分层,分析了初始分层损伤对于层合板剩余强度的影响.结果表明表面预制分层对剩余强度影响较小,但会引起自由边提前分层失效.      

民用飞机数据链端系统通信协议分析

数据链系统作为民用飞机的重要配置,目前已经得到了广泛的运用。随着机载环境的日渐复杂,机上与数据链交联的端系统也越来越多。作为数据交互的空中节点,数据链系统遵循ARINC 619 协议与其他端系统进行通信。通过结合机载打印机,说明了数据链及其端系统之间通信的过程及特点。     

TC4钛合金与多层TiN/Ti涂层的砂尘冲蚀损伤试验

建了砂尘冲蚀试验系统,采用粒子成像测速方法获得了气体压力和砂尘速度之间的关系,并在砂尘质量浓度为28.91g/m3,速度为80m/s,冲蚀角度为30°的条件下,对TC4钛合金和多层TiN/Ti涂层进行了冲蚀试验.结果表明:TC4钛合金抗冲蚀损伤能力较差,平均质量损失率达0.7mg/min.多层TiN/Ti涂层可承受砂尘冲蚀200min以上,且TiN/Ti调制比为1:3涂层的抗冲蚀能力优于调制比为1:1的涂层.砂尘粒子垂直冲击速度分量引起的微区剥落是涂层冲蚀损伤的主要原因,增加多层涂层韧性是提高其抗冲蚀性能的关键.      

基于参数化有限元方法的机翼重量预测

为飞机总体设计阶段提供一种快速而较精确的机翼重量预测方法。该方法是将参数化几何建模和参数化有限元建模方法相结合,快速地建立机翼结构有限元模型。通过应用CATIA二次开发技术,实现机翼结构布置模型的自动生成;通过运用PATRAN的PCL语言,实现结构有限元模型的自动生成;通过应用优化方法,确定出结构尺寸,进而计算出机翼重量。算例表明,本方法可快速地分析不同结构布置方案和不同材料方案的机翼重量,适用于飞机总体方案设计阶段机翼重量计算。     

非结构网格限制器研究

研究了6种限制器形式及其参数计算方法,其中新的自适应VenkatakrishnanM限制器能够根据当地流场特征自动调节参数从而实现不同区域不同特性.数值试验表明:非结构网格限制器对邻居集合选择方法较敏感,其中共面法比共点法精度高约15%;高马赫数时压缩型限制器比耗散型限制器计算精度高约10%~40%;参变量算法中,方向梯度法得到的流场比增量法平滑;自适应VenkatakrishnanM限制器能够模拟复杂超声速流动.      

固体火箭发动机缺陷的ICT局部检测

为了实现对固体火箭发动机缺陷的局部检测,提出了窄角扇束工业计算机断层扫描成像(ICT)检测固体火箭发动机缺陷的局部检测方案.采用平移/旋转扫描方式和只旋转扫描方式对固体火箭发动机缺陷进行局部检测.为了验证局部检测方案的有效性,利用窄角扇束ICT对某型固体火箭发动机进行局部检测,并利用卷积反投影算法和小波变换算法进行局部重建.结果表明:平移/旋转扫描方式适合窄角扇束ICT对固体火箭发动机缺陷进行局部检测,只旋转扫描方式不适合局部检测.由于利用局部缺陷区域外的投影数据,卷积反投影算法较小波变换算法的局部重建质量高.这对于提高固体火箭发动机缺陷的检测效率,降低检测成本具有重要意义.      

湿热环境下K-cor夹层复合材料的力学性能

K-cor夹层结构是应用Z-pin技术增强的一种新型高性能夹层结构,本文研究了Z-pin不同植入密度对K-cor夹层结构试样吸湿特性的影响规律,在此基础上对不同Z-pin植入参数对试样湿热前后三点弯曲性能和压缩性能的影响规律进行了深入研究。研究结果表明：夹层结构中Z-pin的植入能提高试样的尺寸稳定性,且不会对其吸湿率造成明显影响;Z-pin植入密度的增加能明显提高湿热前后试样三点弯曲强度和压缩强度,且具有较高的强度保持率,Z-pin密度为12 mm×12 mm的K-cor夹层结构湿热处理试样的三点弯曲强度比未湿热处理空白试样的要高11.1%,8 mm×8 mm湿热处理K-cor试样的芯部压缩强度比未湿热处理空白夹层结构试样要高17.5%,体现出K-cor夹层结构优异的抗湿热性能;而Z-pin植入角度的减小能明显提高试样湿热处理前后的压缩强度,0°植入K-cor试样湿热处理后的芯部压缩强度与40°植入K-cor试样未湿热处理的基本相同,但植入角度对三点弯曲强度影响较小。     

飞机热气防冰系统与冰脊预测的数值模拟

基于流固耦合传热的思想建立了一套飞机热气防冰系统的的数值模拟方法,并将其与积冰热力学模型结合起来,实现了热气防冰系统开启时的机翼积冰预测.采用格心格式有限体积法求解N-S方程获得防冰腔与外流场;通过欧拉法在外流场的基础上获得过冷水滴撞击特性;求解三维热传导偏微分方程获得蒙皮的传热特性;采用交接面插值的方法实现防冰腔到外流场的热量传递;建立了考虑三维溢流效应的积冰热力学模型并在此基础上开展了机翼冰脊的数值预测.数值模拟结果表明:热气防冰系统开启时加热机翼表面温度最高可达308K,加热区后的上下机翼表面均有冰脊形成,通过对结果的分析表明该方法是合理可行的.      

激光与金属材料相互作用的热效应分析

激光与金属材料相互作用的热效应是激光束辐照材料后发生的主要物理现象之一.激光加热使材料温度急剧上升,很快达到材料的熔点.通过使用商业CFD软件FLUENT数值模拟激光辐照金属材料的相互作用,并在一定的假设和边界条件下得到金属材料未熔化之前温度场沿径向和轴向分布情况、气流最高温度的变化和位置的转移、氧化反应和对流换热对热效应的影响.     

小展弦比带掠风扇转子叶片的耦合颤振

从结构力学出发,对某发动机整体叶盘进行了盘片耦合振动特性分析,通过分析小展弦比带掠风扇转子叶片的共振转速、耦合颤振和失速颤振,发现了该小展弦比带掠风扇转子叶片存在2阶与3阶动频与静频振型发生变化的特殊现象,揭示了该小展弦比带掠风扇转子叶片为另一种耦合颤振的问题.通过对该小展弦比带掠风扇转子叶片的结构调整,找出了叶片前掠是该叶片发生此类特殊现象的重要影响因素,适当压缩该叶片的前掠后,从设计上避免了发生颤振的可能,提出叶片各阶频率的分离度需满足10％的设计要求.