反卫星卫星攻击方式研究

介绍了反卫星卫星攻击方式的探索性研究。将攻击过程划分为三个必要的阶段进行分析,并针对最后关键的逼近阶段提出了改进的快速扩展随机树算法,通过在原算法的基础上融入状态-时间空间的思想,使改进后的算法能够有效地处理动态环境中的轨迹规划问题。最后通过仿真证明了该算法的有效性。     

定向凝固合金叶片裂纹与断裂综合分析

对定向凝固合金叶片的裂纹与断裂进行了综合分析,对其失效模式与失效原因进行了研究.研究结果表明,定向凝固合金叶片的裂纹与断裂为同一失效模式,均为叶片表面的再结晶而导致的疲劳失效.叶片表面的再结晶在叶片使用之前就已存在,是由于固溶热处理前叶片的表面存在塑性变形,在固溶热处理过程中形成的.     

航空发动机叶片高循环疲劳失效研究

必须最大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效。分析了导致高循环疲劳失效的原因 ,结合实例阐述了降低高循环疲劳失效的方法 ,并对需要重点研究的关键技术作了说明。     

定向凝固合金叶片的再结晶与疲劳失效

 对定向凝固合金叶片的裂纹与断裂进行了分析,在断口观察与金相组织分析的基础上,对叶片的失效模式与失效原因进行了研究,并提出了预防该类故障发生的措施。研究结果表明,定向凝固合金叶片的裂纹与断裂为同一失效模式,均为叶片表面的再结晶而导致的疲劳失效。叶片表面的再结晶在叶片使用之前就已存在,是由于固溶热处理前叶片的表面存在塑性变形,在固溶热处理过程中形成的。     

TC6钛合金的超塑性变形研究

 通过高温拉伸力学实验研究了T C6 钛合金在高温下的流动特性, 并利用扫描电镜观察了拉伸断口形貌, 分析了该合金的拉伸断裂机制。实验结果表明: ① 变形温度的升高和应变速率的降低, 有利于提高TC6钛合金的塑性变形能力; ②TC6 钛合金的最佳超塑性变形工艺参数为950 ℃, 0. 001s^{- 1}, 最大延伸率为267%;③T C6 钛合金在拉伸断裂时以韧性断裂为主, 但在不同的变形温度和变形速率下伴随着不同程度的脆性断裂;④拉伸断裂从夹杂物或第二相粒子开始, 且随着变形温度的升高和应变速率的降低, 解理断口的比例减小, 韧性断裂特征变得明显。     

基于混合笛卡儿网格方法的可压流动数值模拟

以可压缩黏性流动的数值模拟为研究背景,发展了一套自适应混合笛卡儿网格(AHCG)方法以及基于有限体积方法的雷诺数平均Navier-Stokes(RANS)的数值求解方法.为更好地模拟边界层的黏性流动在近壁面处采用贴体结构网格,剩余计算区域自动生成与之相重叠的笛卡儿网格,并同时发展了基于流场特征的笛卡儿网格自适应技术.结合ADT(alternating digital tree)算法显著减少了网格生成中“挖洞”和“贡献单元”搜索的消耗机时,50万左右的网格数目下,搜索耗时为0.062s,仅为普通遍历方法的1/1847.通过二维圆柱与两段翼型绕流的数值算例显示,定常AHCG方法能够准确地预测物面压力分布与升阻力系数并且具备处理复杂外形的能力;同时通过二维非定常圆柱绕流问题与NACA0015矩形机翼翼尖尾涡的捕捉算例显示,结合了动态自适应网格加密的非定常AHCG方法尤其适用于旋涡主导流动.      

基于FMECA的测试性验证分析

随着装备元件的集成度越来越高,对装备测试性的要求越来越高。良好的测试性设计可以有效地提高产品维修性,降低全寿命周期费用。在对通用处理单元进行故障模式、影响和致命度分析(FMECA)的基础上,建立了产品的测试性模型,进行了测试性验证试验,并对验证结果进行分析。     

复杂退化系统的组合维修策略优化

由于现有视情维修研究中没有考虑定期维护的影响,无法准确反映定期维护下的系统性能退化规律,因而不利于合理制定定期维护与视情维修组合的维修策略。针对该问题,重点开展了该组合维修策略下的性能退化建模与维修决策研究。通过结合组合维修策略下的性能退化特点,从失效机理出发,利用复合Poisson过程建立了性能退化模型,并通过退化强度函数描述了仅恢复累积性能退化量而不改变性能退化规律的维修效果。同时,分析了该条件下的可靠度函数,说明了其具有阶梯型变化和突变性的特性。基于性能退化模型,建立了长期运行条件下以费用率最低为目标、失效风险为约束的组合维修决策优化模型,并求解确定了最优维护周期和预防性维修阈值。通过数值分析,描述了费用率随维修策略值变化的规律,说明了优化解的存在性。同时,通过与系统自身寿命规律比较,说明采用该优化模型,可以有效地延长系统的使用时间,实时控制失效概率,确保其具有较高的安全等级,进而有效地降低维修费用。     

基于灵敏度的可靠性优化解耦方法

针对航空结构可靠性优化设计问题,提出了一种基于灵敏度的可靠性优化(RBO)解耦方法。首先将高效求解的可靠性灵敏度用于失效概率函数(FPF)的快速构建,其优点在于仅需要一次可靠性分析即可得到失效概率函数的局部近似,克服了常规求解方法中需要多次可靠性分析的缺点;然后将得出的FPF近似代入RBO模型中,将原问题解耦成确定性优化子问题,可用常规优化方法来求解。另外,采用了序列近似优化策略来保证可靠性优化解的正确性。文中给出了复合材料梁和机翼三盒段结构的优化求解算例来说明本文方法的可行性和正确性。     

航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲性能

开展了航空复合材料加筋板压缩试验,得到了加筋板的屈曲载荷、破坏载荷及破坏模式.加筋板平均屈曲载荷和平均破坏载荷分别为587.5,968.25kN,后者是前者的1.65倍,表明加筋板在压缩载荷下存在较强的后屈曲承载能力,其破坏模式主要是筋条的脱黏、断裂以及壁板的撕裂,破坏位置通常在加筋板中部.应用有限元软件得到了加筋板的屈曲载荷、破坏载荷及后屈曲损伤过程,其中屈曲载荷、破坏载荷与试验结果较吻合,误差分别为-9.97%和8.45%,验证了有限元模型的有效性.研究了加筋板纤维和基体出现损伤的先后顺序,结果表明在后屈曲过程中加筋板纤维先于基体出现损伤,尤其是筋条中部纤维的损伤最为严重,加筋板破坏之前基体基本不存在损伤.