LC4CS铝合金板材疲劳裂纹起始寿命及超载效应的估算

<正> 试验选用厚度为2mm的板材,试件沿板材的纵向切取,加工成中心切口型试件,试件的理论应力集中系数K_t=2.82。疲劳试验前,先对试件施加一次大的拉伸超载,随后卸     

腐蚀疲劳裂纹扩展微机辅助测试与分析

 腐蚀疲劳裂纹扩展机制甚为复杂。就钢来说，往往呈现应力腐蚀类型的裂纹扩展机制，裂纹扩展速率受阳极溶解造成的裂尖钝化，裂缝闭塞电池效应，裂纹的宏微观分叉，氢致脆化，腐蚀产物造成的闭合效应等诸多因素的影响，反映在裂纹扩展速率曲线上，就是da/dN的波动较大。因此要求理想的腐蚀疲劳裂纹扩展微机测试系统应既能给出供工程寿命估算的，反映裂纹扩展速率总体趋势的da/dN}OK曲线，又能给出有助裂纹扩展机制 研究的，反映裂纹扩展速率随机波动特征的da/dN}}K曲线。     

P对低膨胀Thermo-Span合金650℃氧化行为的影响

利用热重分析法(TG)和扫描电子显微镜(SEM)研究了微量元素P对Thermo-Span合金650℃氧化行为的影响.结果表明,氧化增重遵循抛物线规律,氧化层分两部分,包括氧化外层和氧化过渡层.外层富Fe,Co,O元素,氧化过渡层富Nb,Al,Cr,O等元素,Fe,Co,O含量降低.0.001%磷合金表层氧化物主要为针状的Fe,Co氧化物,而0.023%磷含量合金表层氧化物则大部分为块状Co的氧化物,随磷含量增加,表层Fe元素含量降低.0.023%磷阻碍Fe元素向外迁移及氧的向内扩散,降低合金在650℃下的氧化速率,提高合金650℃的抗氧化性能.     

直升机桨距调节助力器电液加载系统的H∞控制

基于对某直升机桨距调节液压助力器地面试验用电液负载模拟器的原理分析,建立了电液加载系统的动态模型．由于电液加载系统中存在着结构参数难以精确获取和伺服阀负载流量非线性等不确定性因素,采用传统的经典控制理论设计出的控制器难以奏效,为此研究了基于H_∞理论的电液加载系统的鲁棒控制策略．选择适当的权函数,利用混合灵敏度的方法设计并且采用基于线性矩阵不等式的算法求解出鲁棒控制器．给出了使用鲁棒力控制器的试验结果,结果证明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性．     

科氏质量流量计全数字闭环系统的设计与实现

科氏质量流量计(CMF,Coriolis Mass Flowmeter)全数字闭环系统,采用现场可编程门阵列(FPGA,Field Programmable Gate Array)和现代数字信号处理方法对CMF传感器进行稳定精确的闭环控制,实时性和精度较高.以高速并行器件FPGA为运算和控制核心,在相位控制中引入FIFO(First In First Out)组件,通过控制FIFO的读、写请求信号来改变时间差,实现对拾振和激励信号的相位差准确、稳定的控制;采用不连续和连续幅值控制相结合的非线性幅值控制方法,快速、准确地设定幅值,适应性强,实现对拾振信号幅值的良好控制,并控制拾振信号以稳定的幅值输出,提高CMF的测量精度和稳定性.实流标定对比实验结果表明:CMF数字闭环在零点稳定性、动态响应特性和重复性方面都优于模拟闭环,并在一定程度上提高了CMF的测量精度.      

面向航空电子云的混合式时间同步算法

针对航空电子云对时间同步的需求,建立了相应的网络模型、时钟模型和延时模型.给出了节点在不同网络状态下的同步操作流程,基于贝叶斯估计对同步消息的接收处理时间进行补偿,结合集中式同步和分布式一致同步机制,提出了混合式时间同步算法.通过仿真实例比较了该算法与传统同步算法的性能.对比结果表明,该算法在具有更高同步精度和最高收敛速度的同时,仍然能够在链路失效率低于50%的情况下维持与传统分布式算法相当的鲁棒性.该算法为解决航空电子云的时间同步问题提供了参考.     

基于谱峭度与双谱的轴承故障诊断方法

针对强背景噪声情况下的轴承故障诊断问题,提出了一种基于谱峭度与双谱的轴承故障诊断方法。该方法采用谱峭度检测振动信号瞬态频带,利用最优带通滤波器抑制振动信号中的噪声得到滤波后信号。由带通滤波器的带宽确定低频矩形区域,计算落于该区域内的信号包络的局部双谱图,依据局部双谱图诊断轴承故障。仿真分析表明,强背景噪声和滚动体滑动会造成传统轴承故障诊断方法（如峭度、功率谱、包络谱）失效,而该方法能够有效地抑制噪声,更准确地诊断轴承故障,并通过6205-2RS JEM SKF轴承诊断实例,说明了该方法的有效性。     

考虑工程约束的高可信度气动外形优化设计

实际气动设计中遇到的工程问题较为复杂,然而能够用于实际工程设计的高可信度气动外形优化设计工具较少.基于飞行器设计工程实际中的各种复杂气动约束和几何约束要求,集成高可信度非结构网格RANS方程求解器、弹簧比拟网格变形技术、FFD外形参数化、RBF代理模型、粒子群优化器,构建多设计点气动外形优化设计工具,并应用于先进低速层流翼型和高亚声速超临界机翼的气动外形优化设计中(包括单设计点和多设计点),进行考虑/不考虑气动约束和几何约束的气动外形优化设计分析.结果表明:多设计点气动外形优化设计工具有效,约束条件和智能优化器自动有效地引导了层流翼型和亚声速机翼外形的有利改变.     

高速直升机方案研究

对目前三种主流高速直升机——复合式、倾转旋翼／机翼式和转换式进行了综合分析；根据发展态势，比较了它们的构型、性能及关键技术等方面的优缺点，并对可行性进行了讨论。在此基础上．提出了一种旋翼／机翼转换式高速直升机方案，并对此方案进行了旋翼系统的原理性试验，对关键技术——模式转换过程进行了理论计算和试验研究。验证了直升机模式和飞机模式在相互转化过程中升力、功率和操纵的平滑连续性及保持操稳性；最后，根据研究结果，经过计算得出了此方案的总体参数。