基于统计能量分析进行声学优化设计的技术研究

阐述了用统计能量分析方法进行声、振环境预计的研究机理,为利用统计能量分析方法进行飞机舱内声学优化设计提供了探索的思路;论述了统计能量分析方法在民机舱内噪声分析上的应用优势和局限性。以某型号飞机客舱段为实例,建立了统计能量声学模型及加载,通过选择不同的飞机客舱壁板材料,进行客舱环境的声压级预计并分析预计结果,从而确定舱内声学设计优化方案。     

MA 及原位-热压合成TiC/ Ti5 Si3 复合材料

以Ti粉、Si粉和C粉为原料,利用高能球磨及热压工艺合成了TiC/Ti5Si3陶瓷复合材料。研究了工艺条件尤其是热压温度对合成产物相组成及微观结构的影响,并结合DSC、XRD和SEM对反应合成机理进行探讨。结果表明:通过优化合成工艺,高能球磨12 h,热压温度1 400℃时,烧结6 h得到了高纯度的TiC/Ti5Si3陶瓷复合材料;合成过程为:反应开始时发生Ti+C■TiC,反应ΔG=-167.72 kJ/mol。2 h时发生5TiC+8Si■Ti5Si3+5SiC,反应ΔG=-62.12 kJ/mol,当6 h时发生3SiC+8Ti■Ti5Si3+3TiC,反应ΔG=-697.8 kJ/mol。显微结构表明:TiC/Ti5Si3复合材料的合成过程伴随Si熔融,该材料以TiC-Si-Ti5Si3形式相结合,其中Si为黏结剂。     

苯并噁嗪/ BMI/ 环氧树脂的固化动力学

制备了苯并噁嗪树脂/BMI/环氧树脂三元体系,采用动态DSC分析了三元体系的固化反应过程。并用Kissinger和Ozawa方法分别求得三元体系的反应活化能为89.5 kJ/mol。由Crane理论计算得到该体系的固化反应级数n=0.93级反应;根据计算的动力学参数,建立了三元体系的固化动力学模型。利用所建立的固化动力学模型分别预测了等温和动态条件下,三元体系的固化反应特性。得到了三元体系的固化工艺为180℃/1 h+200℃/2 h+230℃/2 h,后处理工艺为250℃/2 h。     

编织玻璃纤维与碳纤维铺层功能梯度板吸能特性研究

为探讨由SW100/5228A玻璃纤维编织（GFRP）层板与CCF-1/5228A碳纤维复合材料（CFRP）层板以不同比例组成的功能梯度板的吸能性能,用重量80g直径23mm的弹丸对六种比例组成的功能梯度板进行了速度约70m/s的弹道试验。对弹击后的试样进行了损伤分析和剩余强度试验,通过C扫描发现,大面积损伤往往发生在...     

体现主客方校准法的塔式垂准仪校准装置

介绍了基于顶杆原理的主客方校准法;叙述了以三轴重合为功能设计重点、以天顶天底和屋顶地面照准标融为一体为主线、可见光与激光校准项目有机结合的实现主客方校准法的校准装置设计思路与构建原则。最后,给出了装置复现的准铅垂线的准确度分析。     

转子振动故障的小波能谱熵SVM诊断方法

融合小波能谱熵和支持向量机(SVM)的特点,提出了基于小波能谱熵的SVM故障诊断方法.利用转子试验台对转子典型振动故障进行模拟并采集振动数据,提取其振动信号的小波能谱熵作为特征向量,通过样本训练建立了转子在各种典型振动故障状态下的SVM模型和多类分类器,进而实现了对未知转子振动故障的识别.实际应用表明,提出的转子振动故障诊断方法是可行和有效性的.      

基于代理模型的气动外形平面参数多目标匹配设计

将Kriging代理模型和Pareto遗传算法引入气动外形平面参数匹配设计中,提出一种基于代理模型的多目标平面参数匹配设计方法。将拉丁超立方试验设计用于平面参数筛选,确定出参数匹配方案库;基于方案库的计算流体力学(CFD)分析结果构建Kriging气动代理模型;将Kriging模型替代CFD分析,用于气体布局参数匹配优化设计,提高了设计效率并保证了可信度;通过Pareto遗传算法优化解决多点设计要求下气动布局参数匹配问题,一次性给出参数匹配方案的最优解集,从Pareto前沿中根据设计偏向选择气动布局最佳匹配方案。以典型的双后掠布局平面参数多点匹配优化设计问题作为算例,研究结果表明:Kriging气动代理模型与实际CFD分析结果的误差均小于5%,满足精度要求;根据不同设计偏向,选择了3种参数匹配Pareto优化方案,与原样本方案相比超声速阻力减小6.0%~12.8%,跨声速升阻比增加0.01%~3.40%,证明了匹配设计方法的有效性;通过试验设计的Pareto分析与主、交互效应分析,获得了气动布局平面参数对气动性能影响的定量关系,能够为参数匹配设计提供依据。所提出的平面参数匹配设计方法可应用于其他常规与非常规气动布局型式。     

地形冲突回避控制原理的研究

地形冲突是指飞行器与地面之间的相对位置发生矛盾,可能导致可控飞行撞地事故(CFIT)发生的潜在危险现象。在飞机飞行过程中,飞行员瞬间丧失知觉是飞行员自身因素导致飞行事故的一个重要问题,这个问题困扰着所有飞高性能战斗机的空军及其飞行员人员。丧失空间方向感又是一个更为严重的问题,它影响着空军和民航的飞行员人员。为了防止由于自身因素引起的飞行员和飞机的巨大损失,研究自动地形冲突回避系统是必要的。通过对地形冲突回避控制原理三种方案的研究分析表明:一种不需要飞行员涉入,一种需要飞行员涉入,即所谓人在回路之中,一种需要对外发射信号。     

非线性能量阱对飞轮振动抑制效果的实验研究

利用薄片金属梁作为非线性刚度元件,构建一种非线性能量阱。为了验证非线性能量阱对飞轮振动特性的抑制效果,搭建地面飞轮测试系统。分别采用力锤敲击和飞轮以恒定转速运行的方法施加不同载荷,对安装非线性能量阱前后测试系统各典型位置的振动响应进行对比研究。利用实测数据,采用傅里叶变换方法将动态响应信息分别在时间域和频率域内展开。研究表明：力锤敲击产生的冲击载荷和飞轮以恒定转速运行产生的稳态载荷均可以激发非线性能量阱定向能量传输;受非线性能量阱的影响,柔性支架设备安装面和飞轮安装面振动响应得到有效抑制。但是,由于非线性能量阱阻尼和吸振子质量较小,不同程度削弱了其振动抑制效果。     

超高强高韧马氏体时效钢热变形及航天应用研究

对于航天用超高强高韧C300马氏体时效钢来说,热加工过程中获得等轴细小的再结晶晶粒是实现该钢强韧性最佳匹配的关键环节。采用Gleeble-3800热模拟试验机在温度为850～1 150℃、应变速率为0.01～10 s~(-1)的条件下,对超高强高韧C300马氏体时效钢进行高温轴向压缩变形试验,获得了高温流变曲线,并观察变形后的金相组织。结果表明:C300马氏体时效钢的流变应力和峰值应变随着变形温度的升高和应变速率的降低而减小;试验钢在真应变为0.92、应变速率为0.01～10 s~(-1)的条件下,随着变形速率的提高,其发生完全动态再结晶的温度也逐渐升高,最佳热变形温度区间为1 050～1 150℃;测得试验钢的热变形激活能Q值为391.2 kJ/mol,建立了其热变形本构方程。结果能为C300马氏体钢的数值模拟和热加工工艺的制定提供理论基础。