预拉伸条件下铝合金焊接残余应力的数值模拟

利用ANSYS有限元分析软件,通过APDL语言编程,实现了不同预拉伸应力条件下铝合金平板对接焊过程中,温度场及应力场的模拟分析.计算结果表明,预拉伸焊接法可以有效地控制焊接残余应力,随着预拉伸应力的增大,其焊后残余应力值逐渐减小.当预拉伸应力σP从0增加到90%σ0.2时,纵向残余应力降低了85.6%.模拟分析结果与实验测试结果基本吻合.     

莫来石纤维增强疏水SiO2气凝胶的制备

以正硅酸乙酯(TEOS)为硅源,三甲基氯硅烷(TMCS)为改性剂,经老化、表面疏水改性,常压干燥制备了莫来石纤维增强SiO2气凝胶隔热材料.用FT-IR、SEM、TG-DSC对其疏水特性及结构进行表征.结果表明:经常压干燥制备的莫来石纤维增强SiO2气凝胶隔热材料,微观上具有典型的气凝胶结构特征,宏观上保持其功能材料的完整性.     

硅含量对聚硅乙炔树脂热性能的影响

合成了一系列不同硅含量的聚硅乙炔树脂,研究了硅含量对其耐热性能的影响.采用GPC、1H-NMR和29Si-NMR对树脂结构进行了表征,并运用DSC、TGA等对其热稳定性及高温抗氧化性进行了初步表征.TGA测试结果表明具有不同硅含量的树脂固化物在氮气中的残重率无明显差异,均在81%～85%;而在空气气氛中,树脂的残重率随着硅含量的增加而明显提高,从51%提高到67%,表明硅含量的增加有利于改善树脂的抗氧化性能.对于本体系硅含量的增加也伴随着Si-H键含量的增加,降低树脂固化温度,增大固化放热量.     

航空发动机数控系统多故障识别

提出了一种基于模糊逻辑的航空发动机数控系统多故障的识别方法.首先采用Takagi-Sugeno(T-S)模糊模型描述一种涡喷发动机数控系统的非线性模型,然后应用全解耦奇偶方程进行多故障的检测和隔离,并结合卡尔曼滤波器识别出传感器和执行器故障参数.仿真结果表明,针对传感器和执行器同时发生故障的情况,此方法能有效检测故障,并能准确识别出故障参数.      

基于神经网络的MIMO非线性最小相位系统鲁棒自适应控制

 针对一类模型未知的具有不确定性和外部干扰的多输入多输出（MIMO）非线性最小相位系统提出了鲁棒自适应输出反馈跟踪控制方案。用高斯径向基函数（RBF）神经网络逼近对象未知非线性,用高增益观测器估计系统不可测量状态。所设计的鲁棒自适应控制器不仅能使闭环系统稳定,所有状态有界,而且跟踪误差一致最终有界,并保证最终边界足够小。仿真结果表明了所提出方法的有效性。     

航空结构用环氧树脂基复合材料增韧技术的工艺研究

采用“离位”增韧技术对NY9200G／T300环氧树脂体系复合材料进行增韧,通过试验,将其与增韧前性能进行比较,结果表明：经过“离位”技术增韧,在基本保持NY9200G／T300复合材料力学性能和工艺性能的同时,大幅度地提高了该复合材料的韧性。     

用光学干涉方法对液相扩散传质过程的研究

液相中扩散传质过程研究无论对于基础理论还是生产实践都具有重要的意义。但在通常的重力环境中,传质过程不是单因素地由浓度梯度来决定,对流和沉降会对实验研究产生重要的干扰。通过光学干涉技术的应用,实现对于扩散过程中的传质系数进行测量,实验中采用Mach—Zehnder干涉仪对于整个传质过程进行监控并记录相关图像信息。这些图像信息是贯穿在整个实验过程中的连续录像,不同于其它实验记录的静态图像。通过计算这些随时间改变的干涉条纹的变化,就可以推导出传质系数的结果。实验液体选用水／葡萄糖溶液,之后还将进一步将该实验装置搭载TF-1火箭,进行微重力实验,以排除重力产生的影响。     

毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验

在来流速度为30m/s时,进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘,峰峰值电压为9.5kV时,放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明:等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性;在最佳无量纲脉冲激励频率F+≈1时,临界失速迎角由14°提高到17°,最大升力系数提高10%;占空比对流动控制效果影响较大,减小占空比可以降低能耗,实验中最佳占空比为5%;俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性.      

旋转爆震发动机爆震波建立过程实验研究

为了深入研究旋转爆震发动机爆震波建立过程及形成机理,采用小能量火花单次点火的方式进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验。发动机采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,燃料为H2,氧化剂为空气,实验成功起爆旋转爆震波,并连续旋转稳定传播,爆震波传播频率为5.09~6.45k Hz,传播速度为1286~1644.8m/s。在发动机稳定工作过程中,集气腔与燃烧室相互影响,二者处于平稳的动态平衡。其次,通过对旋转爆震波起爆过程详细分析发现,点火形成的初始火焰在环形燃烧室经历一个类似DDT的火焰发展过程,成功转变为爆震波,且从点火到爆震波建立之间的火焰发展传播过程和时间间隔均表现出很强的随机性。此外,为验证小能量火花点火的可靠性,还进行了小能量点火重复性实验,发现在稳定工况条件下采用小能量点火成功率最高可达100%,各组旋转爆震波传播速度在1440m/s附近波动。     

民用飞机试飞阶段人为因素适航审定技术研究

随着飞机各系统可靠性的不断提高,人为失误逐渐成为系统失效或造成飞行事故的主要因素,已成为设计及适航审定部门关注的重难点问题.当前国内外对于如何验证人为因素是否满足相关适航条款的要求仍处于理论探索阶段.针对上述问题,基于CCAR-25部条款分析试飞阶段民用飞机人为因素适航审定过程,包括基于SHELL模型及T.E.S.T矩阵的人为因素审定条款筛选,基于MOC5&MOC6的试验机符合性验证方法,并基于模糊评判方法给出数据分析实例.本文提出的人为因素适航审定思路及验证方法具有一定创新性,已在试飞阶段ARJ21-700飞机上初步应用,可为后续C919等民用飞机人为因素设计和适航审定提供技术支持和方法保证.