民机高升力系统操作试验的符合性验证和设计方法研究

民机高升力系统在飞机适航审定阶段,需要表明满足CCAR25.683条款要求。针对该条款,采用何种验证方法,是适航当局和飞机设计者普遍关注的问题。通过对CCAR25.683.条款的分析,提出了将实验室验证与分析/计算相结合的符合性验证方法。实验室验证在飞机地面模拟试验台上进行高升力系统操作试验验证,分析/计算通过对设计数据和静力试验机变形数据的计算,比较理论变形差值与实测补偿量;并提出了设计阶段考虑传动线系适应机翼变形的设计补偿思路,对高升力系统的试航验证及设计具有一定的参考价值。     

基于定量曲率模态分析的分层损伤检测研究

为研究基于振动分析的复合材料损伤定量检测方法,对含有不同长度分层损伤的复合材料梁,分别采用试验和有限元分析的方法进行静态和动态响应检测。样本分别进行了纯弯曲、剪切、自由振动和不同频率下的受迫振动试验。振动状态下的位移和加速度分布采用多普勒激光扫描振动仪测得。有限元分析采用ABAQUS6.9.1软件进行,并将分析结果与试验结果进行了对比。由此得出样本件的曲率模态响应,从而可以确定分层损伤区域的位置、大小及相关物理参数。     

钢制叶片激光冲击强化与渗铝的组合应用

采用扫描电子显微镜(SEM),X射线衍射(XRD)等手段研究了激光冲击强化(LSP)对钢制叶片渗铝层的影响,结果表明渗铝后进行激光冲击强化会对渗铝层造成破环,而在渗铝之前进行激光冲击强化则能提高渗层质量.从残余应力和显微组织变化两方面分析了渗铝高温作用对不锈钢材料激光冲击强化效果的影响,激光冲击强化产生的残余压应力在510℃渗铝温度环境下保温150min仍有-295MPa稳定存在,晶粒细化组织也没有明显长大,激光冲击不锈钢材料的残余应力和微观组织具有良好的热稳定性.振动疲劳对比试验结果验证了“LSP+渗铝”组合工艺对不锈钢材料的强化效果,在660MPa应力水平下,采用该组合工艺试片的疲劳寿命为3.98×106,为原渗铝试片疲劳寿命的14倍左右.      

复合材料整体加筋板的七点弯曲试验与数值分析

研究了复合材料整体加筋板七点弯曲试验的失效表征问题。在有限元分析的基础上,设计了七点弯曲试件和试验夹具。在试验研究和有限元计算的基础上,对七点弯曲试验的失效机理进行了讨论分析。通过对一系列七点弯曲试验模型的分析,获得了复合材料加筋板典型部位的失效包线,并给出了失效表征方法。最后给出了指导复合材料整体加筋板结构细节设计的建议。     

舵面热模态试验技术研究

介绍一种改进的热模态试验方法,采用振动台基础激励技术和激光测振仪非接触测量方法,对舵面的热模态特性进行测试,获得了一阶弯曲频率和扭转频率随加热时间和温度的变化规律,该技术具有较好的应用价值.     

TC6钛合金激光喷丸纳米组织特性及热稳定性研究(英文)

应用Nd:YAG高功率激光器对TC6钛合金试样进行了激光喷丸,对部分强化试样623K真空保温10h。应用原子力显微镜(AFM)、扫描电镜(SEM)、电子背散射电镜(EBSD)、X射线衍射(XRD)、透射电镜(TEM)等设备对试样强化层形貌和纳米组织进行检测,采用显微硬度计进行显微硬度测量。测试结果表明:TC6钛合金激光喷丸表面完整性好,未在表面引入微裂纹,表面粗糙度较传统表面强化低;激光喷丸后距离表面200μm范围内α相在冲击波作用下压缩伸长,α相和β相细化,保温后SEM测试显示强化层组织和强化层深度未发现明显变化;强化后衍射峰变宽,说明强化层发生剧烈塑性变形导致晶粒细化,并留有残余应变,未发现新的衍射峰说明强化过程中没有发生相变;强化后TC6钛合金表层产生纳米晶,保温后强化层位错密度降低,纳米晶晶界更加清晰,未发现纳米晶长大;激光喷丸硬度影响层达500μm,表面硬度提高12.2%,保温后表面显微硬度降低10HV0.5,硬化深度未发现变化。以上研究表明,TC6激光喷丸纳米组织和显微硬度在623K温度下具有较好的热稳定性,有利于提高钛合金的抗疲劳、抗磨损和抗应力腐蚀的性能,从而突破了美国规范AMS2546中关于钛合金只能在589K温度下应用的限制。     

热振联合试验控制技术研究

在热振联合试验中,温度和振动的控制和测量是最主要的技术难点。讨论了采用热流作为加热控制方式,采用红外点温仪作为温度测量手段的可行性;同时提出采用多普勒激光测振技术控制和测量热环境下的振动参数。通过试验验证和结果分析得出,在热振联合试验中采用多普勒激光测振仪是可行的。     

反射激波作用下重气柱界面演化的PIV研究

在水平激波管中采用PIV方法研究了反射激波作用下SF6重气柱界面的发展演化。采用射流方法形成SF6无膜气柱界面,并以乙二醇作为示踪粒子。利用连续激光片光源结合高速摄影相机对流场进行显示,得到了反射激波作用下SF6气柱界面的发展过程。结果表明,入射激波的冲击会在界面上产生反向旋转的涡环结构,而反射激波的作用会在界面上产生与初始涡环旋转方向相反的次级涡环结构。此外,对反射激波作用后的流场图像进行PIV后处理,获得了流场连续的速度场和涡量场。获得的环量与已有的理论模型进行比较,取得了较好的一致性,也验证了本文实验方法的可行性。     

噪声振动环境中的仪器设备损伤研究

对噪声振动环境下的仪器电路板损伤进行了研究,以解释高噪声环境下某机箱电路板引脚断裂机理。应用噪声激励下激光测振技术、声传递试验方法、有限元分析动态响应分析技术,给出了元器件管脚动态应力分布,并根据S-N曲线对结构的寿命进行评估分析,理论分析所得出的失效模式及寿命时间和试验情况基本吻合。本文所探索的噪声激励下的电路板应力分析及寿命评估技术可以用来评估力学环境造成的仪器损伤,拓展了仪器可靠性评估途径,具有较高的工程应用价值和借鉴意义。     

超声速流动燃烧气体比热比的集成传感测量技术

介绍了为测量燃烧气体的比热比而设计的包含了皮托管和激光光束跟踪系统的集成测量系统。该系统通过测量压力比和穿过皮托管前正激波的激光折射角来获得比热比,从而免使用复杂而昂贵的光相色谱仪器。激光光束折射角通过两台CCD摄像头和移动空间坐标测量系统(MScMS)来准确记录激光光束折射角。密度比通过Gladstone-Dale关系和Snell律来获得。由此,通过所获得的跨激波的压力比和密度比可以定量确定比热比。这一技术可有效降低比热比测量时间。本文对激光光束跟踪系统和皮托管所带来的不确定性进行了分析,结果表明在总温不超过1000K时系统不确定性低于5.5%。可行性分析表明该技术可以实现,但仍有部分技术问题需要在实施前解决。