一种适用于飞行器复杂外形的表面与空间网格生成方法

本文通过建立反映机身横截面外形特征的控制点概念，及在控制点间分配网格点数方式，给出了一种非常实用、交互式的表面网格生成方法，所生成的网格失真度小，物体保形好，生成适用于CFD计算需要的表面网络花费的时间少，适用性强。基于无限插值理论，引入本文提出的网格正交控制、物面法向量控制、加权平均光顺措施，给出了一种改进的空间网格生成方法，有效克服了传统无限插值网格生成方法在复杂外形网格生成方面的缺陷，有效改善了网格的法向疏密性、贴体性及周向网格的均匀性，对真实飞行器部件网格生成非常迅速。以某飞行器复杂机身表面与空间网格生成，及无人机翼身组合体空间网格生成为例，检验了本文网格生成方法的实用性和有效性。     

搅拌对熔铸—原位反应TiB2／Al和TiC／Al复合材料微观组织的影响

研究、开发了一种熔铸－ 原位反应颗粒增强铝基复合材料制备技术,探讨了搅拌工艺对３ｖｏｌ％ ＴｉＢ２ 和３ｖｏｌ％ ＴｉＣ颗粒增强铝基复合材料微观组织的影响。结果表明,采用圆盘状叶片的搅拌装置对获得颗粒均匀分布、组织致密的铝基复合材料十分有利。     

金属基复合材料激光诱发反应焊接研究

将激光焊接技术用于碳化硅颗粒增强铝基复合材料的焊接。激光能量诱发复合材料和反应添加物钛之间的相互作用产物形成了复合材料的焊接接头。在一定的焊接条件下该反应产物能够完全阻止有害碳化铝相在焊接区的形成。给出了金属基复合材料激光诱发反应焊的试验结果,并从理论上对激光诱发反应焊接机理进行了探讨。     

纤维增强铝基复合材料热残余应力细观力学模型

从复合材料内部组分的细观力学关系入手 ,建立了基底 /涂层 /纤维三层力学模型。该核型能够分析有涂层的连续纤维增强金属基复合材料在温度和机械载荷同时变化下的应力应变关系 ,并可用于计算铝基复合材料的制造热残余应力状态。算例分析表明 :涂层的物理性能对复合材料的整体力学性能有很大影响。在涂层上 ,有些残余应力分量远高于基底和纤维处的状况。涂层的弹性模量不同 ,对材料的横向应力影响最大     

航空燃气涡轮发动机销接转子叶片的减振效果分析

本文介绍关于两种转子叶片振动特性的比较研究。这两种叶片分别是用销钉和纵树形或燕尾形榫头联接到旋转转盘上的，分别用一端铰接一端自由和一端固接一端自由这两种简化的叶片模型来计算两种叶片的振动。首先推导出适用于旋转离心力场中叶片与旋转平面成任意角度振动的传递矩阵，再用推导出的传递矩阵法计算叶片的固有频率和振型。然后根据模态参数计算叶片对气动激励的位移响应，并通过对位移响应的有限差分计算应力响应。两种模型的响应比较表明；销接叶片的最大位移响应要比榫接的稍微大些，但前者的最大应力响应则比后者的小得多。     

不连续增强钛基复合材料的原位制备技术研究

分析了不连续增强钛基复合材料的原位制备原理,在不改变设备的情况下通过加入碳化硼和石墨等反应剂在钛基体中生成了ＴｉＢ和ＴｉＣ等增强体,它们在钛基体上分布均匀,使得钛基复合材料的室温和高温力学性能都有较大的提高。     

2.5D C/SiC复合材料带孔板拉伸破坏的多尺度模拟

为了研究2.5D编织陶瓷基复合材料带孔板的拉伸破坏行为,提出一种可以模拟带孔板细观破坏过程的多尺度计算方法。该方法根据2.5D编织陶瓷基复合材料的细观结构建立细观模型,通过子模型法将平板的宏观有限元模型和孔周围区域的细观有限元模型耦合在一起,然后采用渐进损伤计算方法完成带孔板破坏的多尺度模拟。计算结果表明,带孔板在拉伸载荷较低时出现初始损伤,随着载荷的加大经纱发生轴向拉伸破坏,纬纱发生横向的破坏。裂纹从孔边沿横向扩展至板的两端,最终整个板完全断裂失效。失效时的应变为0.375%,最大加载应力为221.7MPa。     

考虑扰动输入/性能输出分布时作动/传感器配置优化

 针对结构振动控制问题,提出了一种考虑扰动输入/性能输出分布信息时作动/传感器的优化配置准则。在降维的模态坐标下建立状态空间形式的结构动力学方程,通过Lyapunov方程求解扰动和作动器的能控性Gramian矩阵,并利用矩阵奇异值分解获得扰动的能控性方向和作动器的能控性方向,通过同时最大化作动器对结构的作动能力以及作动器的能控性方向与扰动的能控性方向的一致性来确定作动器的最优位置。类似思想用于确定传感器的最优位置。以采用压电片为作动器的悬臂梁为例阐述了新准则的应用。     

Compression Creep Behavior of High Volume Fraction of SiC Particles Reinforced Al Composite Fabricated by Pressureless Infiltration

The compression creep deformation of the high volume fraction of SiC particles reinforced Al-Mg-Si composite fabricated by pressure-less infiltration was investigated. The experimental results show that the creep stress exponents are very high at temperatures of 673 K, 723 K and 773 K, and if taking the threshold stress into account, the true stress exponent of minimum creep strain rate is still approximately 5, although the volume fraction of reinforcements is very high. The creep strain rate in the high volume fraction rein- forced aluminum alloy matrix composites is controlled by matrix lattice diffusion. It is found that the creep-strengthening effect of high volume fraction of silicon carbide particles is significant, although the particles do not form effective obstacles to dislocation motion.     

基于几何特征的飞行器RCS高效计算方法(英文)

Taking into account the influences of scatterer geometrical shapes on induced currents, an algorithm, termed the sparse-matrix method （SMM）, is proposed to calculate radar cross section （RCS） of aircraft configuration. Based on the geometrical characteristics and the method of moment （MOM）, the SMM points out that the strong current coupling zone could be predefined according to the shape of scatterers. Two geometrical parameters, the surface curvature and the electrical space between the field position and source position, are deducted to distinguish the dominant current coupling. Then the strong current coupling is computed to construct an impedance matrix having sparse nature, which is solved to compute RCS. The efficiency and feasibility of the SMM are demonstrated by computing electromagnetic scattering of some kinds of shapes such as a cone-sphere with a gap, a bi-arc column and a stealth aircraft configuration. The numerical results show that： （1） the accuracy of SMM is satisfied, as compared with MOM, and the computational time it spends is only about 8% of the MOM; （2） with the electrical space considered, making another allowance for the surface curvature can reduce the computation time by 9.5%.