热等静压温度对K447A高温合金显微组织及性能的影响

研究了热等静压温度对K447A合金显微组织及性能的影响。测试了合金的持久性能和室温拉伸性能。利用金相显微镜(OM)和扫描电镜(SUM)观察了合金显微组织。结果表明,1185～1210℃/180MPa/4h(+1185℃/2h,AC+1100℃/4h,AC+870℃/20h,AC)下,随热等静压温度的提高,合金中显微疏松逐步闭合,碳化物逐步细化和球化;γ-γ’共晶相尺寸和数量逐步减小,共晶特征趋于不明显;晶界呈不连续颗粒状;存在大、小两种尺寸的γ’相。经1185～1210℃HIP处理的合金980℃/200MPa持久性能大幅提高;经1195℃HIP的合金760℃/724MPa持久性能达到最高。经1210℃HIP处理的合金980℃/200MPa持久性能达到最高。180MPa/4h条件下,K447A合金合适的热等静压温度为1185～1210℃。     

腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料疲劳寿命计算方法

 使用环境下飞机金属结构剩余寿命评定是确定飞机结构疲劳寿命与日历寿命关系的关键。为此,本文模拟飞机结构经历的"地面腐蚀+空中疲劳"过程,提出了腐蚀/疲劳交替作用下飞机金属材料的疲劳寿命计算方法。首先,通过分析2A12-T4铝合金试样预腐蚀/疲劳试验结果,发现其在模拟腐蚀/疲劳交替作用时计算得到的疲劳寿命偏于保守。随后,根据2A12-T4铝合金试样真实的交替试验结果,采用回归算法,建立了基于均匀分布耦合损伤形式的腐蚀/疲劳交替寿命计算模型;并分别采用BP、Elman神经网络对上述模型的计算结果进行验证。结果表明,本文提出的均匀分布耦合损伤模型计算结果与真实试验结果吻合较好;通过进一步的计算与试验对比发现,该模型也可以用于加载循环与腐蚀周期组合发生变化时的疲劳寿命预测,具有较好的适用性。     

Influence of residual stresses on failure pressure of cylindrical pressure vessels

The utilization of pressure vessels in aerospace applications is manifold.In this work,fnite element analysis（FEA）has been carried out using ANSYS software package with 2D axisymmetric model to access the failure pressure of cylindrical pressure vessel made of ASTM A36 carbon steel having weld-induced residual stresses.To fnd out the effect of residual stresses on failure pressure,frst an elasto-plastic analysis is performed to fnd out the failure pressure of pressure vessel not having residual stresses.Then a thermo-mechanical fnite element analysis is performed to assess the residual stresses developed in the pressure vessel during welding.Finally one more elasto-plastic analysis is performed to assess the effect of residual stresses on failure pressure of the pressure vessel having residual stresses.This analysis indicates reduction in the failure pressure due to unfavorable residual stresses.     

软件研发模式的路径依赖与路径突破

型号软件作坊式研发模式很难达到GJB5000A过程要求,软件工程真正要上台阶、上水平,会受到多种因素制约。作坊式研发模式构成了软件工程过程改进的"路径依赖",路径选择错误,沿着错误的路径向前走,走得越远,回到正确路径的难度越大。理想的解决方案是整个产品研发团队一起"贯标"。     

满足战场需求的实时飞行路径规划

基于启发式A*搜索技术,给出了两种战机飞行路径实时规划算法,通过采用折距替代直线距离,达到减少扩展点和提高搜索速度的目的;通过添加虚拟威胁源,解决了飞机最小转弯半径和飞行目标进入角度限制问题,通过飞行速度和飞行到达时间对应的最大飞行距离来对规划过程中扩展节点的剪枝,可以满足飞行速度、飞行时间等战场需求,提出的算法还保证穿越威胁源飞行飞机的生存性达到最大.仿真结果证实了该算法的有效性以及实时性.      

基于Hybrid State A* 与增强安全管道的直升机低空航迹规划

直升机低空突防已逐渐成为现代空战察打任务的核心,而低空航迹规划算法是实现该技术的关键。 尽管现有的航迹规划算法已经被应用于实际低空突防任务,但基于“前端- 后端”式的传统航迹规划算法依然 存在规划航迹机动执行性差与复杂动态场景下易碰撞的缺陷。针对上述问题,本文提出一种基于Hybrid State A* 与增强安全管道的改进算法。首先,基于Hybrid State A* 算法的联合轨迹优化,可以在状态空间中完成兼 顾直升机机动特性的初始航迹高效搜索,有效保证直升机航迹的可达性。其次,基于初始航迹膨胀的增强安全 管道,将后端航迹优化参数限制在安全的可行域内,进而有效提升复杂动态场景下规划航迹的安全性。在实验 环节,本研究结合ROS 机器人仿真环境与Rviz 数据可视化工具完成仿真验证,通过算法间的综合对比实验, 论证了本研究所提算法对规划的航迹机动性与安全性有明显的提升。     

环氧TDE-90/双马来酰亚胺共混树脂基透波复合材料的研究

利用TDE-90环氧树脂与4501A双马来酰亚胺树脂共混体系，获得了适于缠绕成型和手糊成型的高性能树脂基体。通过对粘度曲线、凝胶特性曲线及DSC分析确定了成型工艺。共混树脂与TDE-85环氧树脂、4501A树脂的浇铸体及相应复合材料性能的比较，表明共混树脂具有较好的工艺性、较低的介电损耗；在155℃时，其强度、模量的保留率均高于TDE-85环氧树脂。共混复合材料适合于高温、高速机载雷达罩生产。     

30CrMnSiNi2A和GC4（40CrMnSiMoVA）钢裂纹扩展性能比较分析研究

在分析30CrMnSiNi2A和GC4力学性能的基础上,在相同裂纹长度条件下,对两种材料的裂纹扩展寿命和裂纹扩展速率的统计特性进行了统计研究。经比较分析后认为,由于30CrMnSiNi2A钢的裂纹扩展速率较慢,故裂纹扩展寿命较长,但由于其分散性较大,在裂纹长度较大时,99.9%的安全寿命尽管仍比GC4钢大,但两者已很接近。     

适用于室温RTM工艺的氰酸酯树脂基体的研究

用苯乙烯、二乙烯基苯对双酚 A型氰酸酯 (BADCy)进行改性 ,研制了适用于室温下树脂传递模塑 (RTM)工艺操作的高性能树脂基体。该树脂具有较高的耐热性 (热变形温度 1 90～ 2 0 0℃ )和耐湿热稳定性 ;力学性能与同属 RTM工艺的 45 0 3 A树脂相当 ,某些指标优于 45 0 3 A。较好地达到了改性目的     

GPS信号快速捕获方案研究

设计在高动态环境下工作的GPS接收机,其难点之一在于对卫星伪码的快速捕获。针对缩短GPS接收机捕获伪随机码时间的问题,本文在对GPS信号结构作出分析的前提下,介绍了时域滑动相关的常规捕获方法;提出了基于FFT的快速捕获技术,并在matlab环境下做了系统仿真,仿真结果显示捕获速度可以得到显著提高。