碳化硅陶瓷基复合材料加工技术研究进展

碳化硅陶瓷基复合材料(CMC-SiC)是一种新型战略性热结构材料,在航空、航天、核能等高新技术领域具有广阔应用前景.但CMC-SiC材料硬度高、不导电等特性决定了实现其高精度、高质量加工较为困难.综述了CMC-SiC材料的传统加工和特种加工工艺的研究现状与进展,重点阐述了激光加工陶瓷及CMC-SiC材料的加工机理和加工效果.最后,指出了CMC-SiC材料加工技术的发展趋势.     

超薄GH738板材激光微焊接接头的组织性能

采用脉冲微激光对厚度为0.2mm的GH738高温合金进行对接焊。工艺参数适当时,焊缝成形良好,试验最优工艺参数为:功率14.4W、脉冲宽度4.0ms、脉冲频率6.0Hz,接头抗拉强度983MPa,达到母材抗拉强度的94.7%。利用光学显微镜、扫描电镜、电子精密拉伸机等分析测试手段,对接头的金相组织和性能进行了测试分析。结果表明,焊缝组织显著细化,焊缝中心和熔合线附近上端、下端区域为等轴晶,熔合线中端区域为胞状向柱状生长转变,细晶区分布在焊缝表层。焊缝中心显微硬度与母材相比变化不大,熔合区前沿微观偏析导致熔合区硬度升高。     

基于分层和分级燃烧机理的低污染燃烧室设计和排放性能预估

保持扩压器尺寸、外机匣最大直径以及燃烧室出口尺寸不变,将燃烧室分别设计为单环腔燃烧室(SAC)、双环腔燃烧室(DAC)、双环预混旋流(TAPS)燃烧室、中心分级燃烧室(CSC)和三旋流燃烧室(TSC)5种燃烧室结构,保持湍流、喷雾、燃烧、辐射及排放数理模型不变,对5种燃烧室进行三维数值模拟.对比研究了5种燃烧室的污染排放性能.结果表明:采用分级燃烧的DAC慢车状态下CO排放量最低,采用DAC在慢车状态下的CO排放量比SAC降低了近62%.采用分层燃烧的TAPS燃烧室的NOx排放量最低,采用TAPS的NOx排放量比SAC降低了近43.5%.      

转位机构高温传递故障分析及改进优化

转位机构作为惯性测量单元旋转调制用构件,因其具有较复杂的机械传动结构,容易受到热、力的影响出现工作故障.针对转位机构在高温环境下的解锁故障问题,开展了结构热应力分析及机构优化改进,分析了某转位机构的高温解锁故障,进行了故障排查,在排除元器件、电路等故障后,将原因初步定位于机械传动结构在高温升环境下的应力问题.基于热力学...     

一起汇流条短路引发的直流电压表指示异常故障分析

针对某型飞机使用过程中出现的一起一直未找到原因的疑难故障,在飞机大修中进行仔细分析,其中及时与送修人员进行沟通协调有利于为飞机制订针对性的措施和预案,发现和解决飞机在使用过程中存在的问题.     

石英挠性加速度计时域动态建模及补偿技术的研究

介绍了用电激励测试方法测试石英挠性加速度计时的电路，并从时域角度建立了加速度传感器的动态模型，在此基础上对加速度计动态特性做了补偿。     

推进剂贮箱区间干涉时变可靠性分析方法

在推进剂贮箱服役期内,由于材料强度退化及外界随机载荷等不确定因素的存在,其可靠性表现为时变特性。基于区间理论与应力-强度干涉理论,为推进剂贮箱时变可靠性分析提供了一种区间干涉时变可靠性分析方法。通过对椭球底圆柱贮箱应力进行分析,根据贮箱等效应力分布与强度幂指数退化模型,将应力与强度转换为时变区间变量的形式。结合应力-强度干涉理论,将任意时刻应力与强度区间转换为标准化区间,根据临界状态函数与标准化区间的位置关系,定义区间干涉时变可靠性指标。结合示例参数对推进剂贮箱时变可靠性进行了分析,并与服从正态分布的应力-强度干涉可靠性方法及区间可靠性方法分析结果进行了对比,验证了所提方法的有效性。      

一类复杂通信条件下高阶线性群系统编队控制

针对时变时延、拓扑不确定和外部扰动等复杂通信条件下的高阶线性群系统编队控制问题进行研究。首先,建立了群系统编队控制问题的数学描述,并基于一致性最近邻原则给出了编队控制协议框架。其次,提出了群系统实现编队的充要条件。通过状态分解和变量代换,给出了约束条件下,编队控制协议的设计方法。同时,为得到群系统所允许最大时延边界,引入自由权矩阵,得到了保守性较小的线性矩阵不等式（LMI）判据条件。仿真实验验证了编队控制方法对于有界时变时延、拓扑不确定以及外部扰动具有一定的鲁棒性。      

航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究

根据数值分析得到的低速风洞收缩段边界层位移厚度分布通用曲线,针对航空声学引导风洞收缩段,推导得出收缩段边界层位移厚度分布曲线,并对收缩段型面进行修正设计,给出了修正前后的型面坐标偏差,设计加工了试验件,并进行了收缩段修正前后流场的数值模拟和实验验证。数值模拟结果表明:尽管航空声学引导风洞收缩段的边界层很薄,最大位移厚度只相当于试验段水力直径的0.5%左右,但修正效果明显。对于开口和闭口试验段流场,在收缩段型面设计时考虑粘性影响,进行边界层修正,均可显著降低试验段的动压场系数;减小气流偏角,提高试验段流场品质,有利于风洞部段的精细化设计。收缩段型面出口由于逆压梯度的存在,壁面速度过冲,气流均匀性较差,但进入平直段后,动压不均匀度及气流偏角迅速下降,因此收缩段后16.7%长度的平直段对于改善试验段流场品质很关键。在航空声学引导风洞上,采用移测架、皮托管和热线风速仪进行了修正前后收缩段、试验段动压和速度值测量,测量结果也验证了边界层修正的效果,而且实测的边界层位移厚度与理论推导值吻合。根据测量的收缩段内和出口的边界层速度分布,计算边界层位移厚度、动量损失厚度和形状因子,并据此判定,航空声学引导风洞收缩段内的边界层流动保持层流状态,未发生层流到湍流的转捩。     

T型尾翼颤振模型光学测量实验与弯扭特性解算

在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性.颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标.模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布.T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中.