单晶叶片材料拉/压屈服特性的力学研究

在Ni基单相(γ′)单晶合金拉/压屈服规律的基础上,对单晶叶片材料(γ′和γ两相)进行了分析。给出了一组能反映其屈服规律的力学表达式和分析程序,并用实验结果进行验证。     

多自主翼伞系统建模及其集结控制

当前对翼伞系统的研究主要集中在单个翼伞,但实际空投中一般需要使用多个翼伞,才能完成大量物资、装备的空投补给任务,而多个翼伞同时空投时,将会出现翼伞需要集结、相互间需要避免碰撞等在单翼伞空投时不存在的问题。现有的单翼伞系统已能通过GPS/惯导系统及其他板载传感器实现自主飞行,针对多个自主翼伞的空投任务设计算法,以控制下降翼伞之间的相互运动,实现多翼伞系统的集结和避碰。首先以质点模型为起点,通过引入新的独立变量,并将翼伞运动转换至风固定坐标系,使得单个翼伞质点模型降维为非线性降阶模型,进而得到多自主翼伞模型,在此基础上提出了一种集结控制算法,利用每个翼伞自身的状态信息和相邻翼伞的状态信息,采用势场法使得多翼伞实现集结并避免碰撞,最后一致地降落至地面。仿真结果表明多个自主翼伞实现了集结,减小了翼伞的着陆散布,降低了翼伞之间的碰撞风险,验证了该方法的有效性,可以为进一步研究多自主翼伞协同控制提供理论参考。     

着水初始条件对水陆两栖飞机着水性能的影响

针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机体、网格和水气交界面三者关系。基于上述方法,探讨初始姿态角、下降速度和前飞速度对着水性能的影响,其中驾驶舱与重心位置加速度、气动力与水动力、俯仰角与吃水深度等参数变化被考虑在内,逐步得到最优着水初始条件。结果表明：增大初始姿态角有利于减缓飞机各位置除初次触水过载峰值外过载峰值的变化。当飞机俯仰力矩出现极值时,驾驶舱垂向过载显著大于其他方向和位置过载。减小初始下降速度,各加速度值也随之减小,值得注意的是重心垂向加速度值与初始垂向下降速度平方值存在线性变化关系。着水前飞速度的选取应使得气动升力略大于重力,飞机才能获得更佳的着水性能。     

单晶高温合金持久性能各向异性分析

为阐述单晶高温合金持久性能各向异性规律,收集了Mar-M247、RR2000、DD6、PWA1484、CMSX-2、CMSX-4、Alloy454与SC7-14合金的持久寿命数据,调研文献探索其影响因素,总结了近〈001〉取向小角偏离对持久寿命的影响,研究晶体取向与持久寿命间的关系,定量分析了温度对持久性能各向异性的影响。结果显示: {111}〈112〉滑移系的“位错滑移”与“晶格转动”是中低温下(760~850 ℃)单晶合金持久性能各向异性的重要原因;偏角相同的条件下,靠近“［001］~［011］”边界的近〈001〉取向持久性能相对优异;不同牌号单晶合金持久性能各向异性规律不同,不存在恒定的“持久性能最优取向”;随着温度升高,晶体取向对持久性能影响减弱,针对DD6与CMSX-4合金,高温下(大于950 ℃)可用〈001〉热强综合参数曲线评估〈011〉与〈111〉取向的持久强度。      

惯性仪表复合环境仿真测试技术

武器装备产品都是在一定环境下使用的,因此必然受到周围环境因素的影响。由于测试环境和实际使用环境的不同,惯性仪表的“测试性能”和“使用性能”之间存在巨大差异。为满足惯性仪表地、空、天测试一致性的要求,提出了复合环境测试的概念。针对目前惯性仪表在测试中的相关问题,提出了复合环境测试设备的原理及实现方法,并结合测试设备提出了惯性仪表复合环境下的仿真测试方法,对仿真测试设备和仿真测试方法进行了试验验证。试验结果验证了复合环境测试设备和测试方法的可行性。     

DD6 单晶合金涡轮叶片排气窗裂纹分析

针对DD6单晶合金涡轮叶片在试车一定时数后发生的排气窗裂纹故障,通过裂纹特征观察、断口形貌对比、金相组织检查、化学成分分析和微裂纹模拟试验等方法,进行裂纹性质及产生机理的研究。结果表明:叶片排气窗裂纹性质为疲劳裂纹,起源于间隔墙转接部位再结晶晶界处的微裂纹;试车时振动应力的作用使微裂纹扩展;间隔墙部位的再结晶晶粒在试车前已经存在,与过大的铸造残余应力有关,再结晶检验时腐蚀液侵蚀再结晶晶界形成微裂纹;在叶片铸造时,型芯强度对间隔墙再结晶有明显影响,型芯的强度越高,产生再结晶的几率越大。     

共轴双旋翼及孤立旋翼自转气动特性试验研究

为了研究旋翼自转状态下的气动特性,开展了孤立旋翼及共轴双旋翼自转气动特性试验研究。该试验设计了上/下旋翼具有不同安装形式的试验装置,可测得上、下旋翼及孤立旋翼的转速及其产生的气动力和力矩。通过风洞试验研究了共轴双旋翼以及孤立旋翼在自转状态下的气动特性,明确了旋翼转速及升力与影响参数之间的变化关系,对比分析了双旋翼上/下旋翼的相互干扰强度以及三片桨叶和两片桨叶的孤立自转旋翼气动特性,阐述了桨叶片数对旋翼稳定自转特性的影响,提出了提高直升机自转下降安全性的方法。     

基于损伤力学的干涉配合连接结构寿命预测方法

铆接连接件疲劳破坏常出现在铆钉孔周,现阶段常采用干涉配合提高铆接连接件疲劳寿命。以干涉配合铆接连接件为研究对象,采用连续介质损伤力学方法,研究其在循环载荷作用下疲劳破坏特性。通过APDL语言对ANSYS软件进行二次开发,建立了结构疲劳裂纹萌生寿命的损伤力学——有限元法,可以预估干涉配合铆接连接件的疲劳寿命。计算了典型铆接件的疲劳寿命,并与SWT临界平面法预估的疲劳寿命进行对比,验证损伤力学——有限元法的准确性。     

Z-pin增强树脂基复合材料单搭接接头抗冲击性能

为了研究Z-pin增强树脂基复合材料接头的抗冲击性能,制备了Z-pin增强单搭接接头冲击试样。对比不同树脂体系Z-pin/层合板界面裂纹扩展,分别通过Z-pin拔脱试验和接头剪切试验研究Z-pin冲击后拔脱强度和单搭接接头冲击后剪切强度;结合有限元模拟和超声C扫描研究搭接面分层损伤情况。结果表明,相同冲击能量下,环氧Z-pin/环氧层合板界面抗冲击性更强,冲击能量越大,裂纹扩展越显著;Z-pin增强树脂基复合材料显著减小分层损伤面积,提高冲击后剪切强度,体积分数为1.5%、直径为0.5mm的Z-pin增强层合板分层损伤面积仅为40%,冲击后剪切强度的下降率仅为24.89%。随着Z-pin体积分数增加,搭接面损伤面积逐渐减小,冲击后剪切强度先增加后降低;随着Z-pin直径增加,层间损伤面积增加,冲击后剪切强度逐渐降低。Z-pin增强接头分层损伤模型模拟结果与试验结果基本吻合。      

基于梳状谱调制的LFM雷达噪声卷积干扰技术

为了解决现有的灵巧干扰,如:多延时复制叠加干扰、基于间歇采样干扰的复合干扰样式等干扰设备冗余、量大的问题,提出了一种基于梳状谱调制的灵巧噪声卷积干扰。介绍了干扰的基本原理,通过仿真验证了这种干扰方式能克服这些灵巧干扰以及梳状谱干扰本身会产生设备量大的问题,而且还克服了普通灵巧噪声的容易被识破的不足。最后,简单地给出了一个易于实现硬件实施方案。