剪切分散工艺制备环氧树脂／粘土纳米复合材料的结构与力学性能研究

采用十二胺盐处理的蒙脱土(MMTDDA)和环氧(E-51)/4,4′二胺基二苯砜(DDS)体系为研究对象,分别通过普通搅拌(磁力搅拌)和高速剪切分散(高速乳化均质机)两种分散MMTDDA的工艺制备了环氧树脂MMTDDA纳米复合材料。透射电镜(TEM)观察表明,普通搅拌分散法制备的纳米复合材料中存在较多粘土团聚体,而通过高速剪切分散施加一定外部剪切力细化分散粘土团聚体,则有利于粘土片层在固化过程中充分解离,力学性能明显提高。在一定剪切速率下,力学性能随剪切分散时间的增加而增加;当粘土含量为3wt%时,冲击强度可由32.1kJ/m2提高到43.9kJ/m2,提高近36.8%,弯曲强度也有一定提高。动态热机械性能(DMA)分析表明,环氧树脂/MMTDDA纳米复合材料的储能模量在玻璃态没有明显改善,但在玻璃化转变区具有一定的提高;玻璃化转变温度(Tg)和损耗模量都得到不同程度的提高,Tg由纯环氧树脂的209.6℃提高到环氧树脂/MMTDDA(3wt%)纳米复合材料的214.9℃,提高近5.3℃,且粘土片层的分散解离效果越好,提高的幅度越大。     

含间隙折叠舵面的主共振响应分析

研究了含间隙折叠舵面的主共振响应.建立具有沉浮和俯仰间隙的二元舵面振动微分方程,两个运动方向受到同频简谐外激力.采用平均法求解系统的主共振周期解,结合数值法对方程组进行数值求解,研究系统主共振,得到振动幅频响应曲线.分析间隙、外激力、固定预载对于折叠舵面主共振的影响,结果表明：随着间隙增大,主共振响应曲线整体向左移动,非线性特点越来越突出,开始出现振幅跳跃和滞后现象;随着外激力增大,间隙范围内响应所占比例降低,非线性的影响也随之降低,系统振动特点接近线性;随着固定预载增大,共振形态变化较大.     

高速柔性飞行器耦合动力学研究进展

针对以超声速或高超声速飞行的高速柔性飞行器,气动加热、气动弹性与飞行动力学间的相互耦合效应更加显著的情况,综述了高速柔性飞行器耦合动力学的研究现状与进展,包括弹性变形引起的非定常气动力的主要计算方法、受热结构气动弹性分析、气动弹性与飞行耦合动力学分析等.最后,提出了高速柔性飞行器耦合动力学研究中需要进一步关注的方向及问题.     

飞机薄壁件铆接过程变形分析与数值模拟

铆接是飞机薄壁件装配中应用最广泛的连接方式,有效分析和预测铆接变形对提高飞机铆接结构的性能、疲劳和损伤至关重要。针对铆接变形进行理论分析和数值模拟,并研究了被连接件接合面的应力应变分布。首先建立有限元模型,根据铆接力与镦头尺寸之间的关系验证模型有效性;其次根据铆钉变形特点和材料塑性流动,将铆接过程变形划分为6个阶段;最后分析了不同铆接力作用下钉孔的扩张变形,以及对被连接件接合面应力应变场分布的影响。结果表明,随着铆接力的增大,钉孔变形量增大,且变形量沿被连接件厚度方向极不均匀;同时接合面处于压缩应力状态的范围扩大,铆接结构的抗疲劳性能提高,但铆接力的影响范围有限。     

基于力反馈的挠性接头研磨技术研究

针对动力调谐陀螺挠性接头的薄壁结构尺度小,加工中容易产生变形,容易产生变质层的问题,本文提出基于力反馈的挠性接头研磨加工方法,并根据此法开发了集成多轴研磨加工与二维坐标测量的装置,通过对挠性接头的研磨加工实验,证明该研磨方法能够有效改善零件的表面形貌,去除加工后的变质层.     

辐射开环绳系卫星编队自旋展开动力学与控制策略

提出了圆轨道辐射开环绳系卫星编队的展开控制策略。首先采用拉格朗日方程建立了辐射开环绳系卫星编队的展开动力学模型,分析了主星姿态与绳长在展开过程的动力学耦合关系;随后以建立的动力学模型为基础,分别研究了编队在重力梯度力补偿和无补偿两种情况下的自旋展开控制策略,通过规划绳系释放速度、主星自旋角速度等变量,实现了绳系编队的有效展开;最后搭建了编队自旋展开的动力学模型,通过数值仿真对所提出的展开策略进行验证,仿真结果表明：在重力梯度力矩补偿和无补偿的情况下,所提出的展开控制策略能够保证编队稳定展开。     

开启方式对短舱泄压门性能特性影响

对不同开启方式下短舱泄压门性能特性进行了数值模拟,并根据NACA TN4007报告中的试验数据验证了数值计算的正确性,在此基础上,研究了在不同马赫数(Ma=0.5,0.7,0.9)和不同压力比(Rp=1.2,1.4,1.6)下开启方式对泄压门排放性能和受力特性的影响。计算结果表明:在一定马赫数下,泄压门排放系数随压力比的增加而增加;而在一定压力比下,泄压门排放系数随马赫数的升高而减小;在开启方式2下泄压门排放系数略优于开启方式1下,由于开启方式1下泄压门平行于来流,因此开启方式1下泄压门推力系数远小于开启方式2下,而泄压门力矩系数高于开启方式2下,约为开启方式2下的2倍。      

基于时间推进的涡扇发动机整机通流数值模拟

为实现航空发动机整机流场与性能快速分析,基于准三维控制方程模型,开发了整机通流数值模拟程序。程序基于计算流体力学理论,并考虑了引气、冷却和喷油等发动机中的物理现象。为模拟叶片对气流偏转作用,推导了一种鲁棒的无粘叶片力模型,同时采用粘性力模型模拟粘性损失效应。采用该程序对某型双轴分排涡扇发动机一个地面试车工况点进行了整机数值仿真,并与实验数据进行了对比验证。结果表明,所发展程序求解稳定,能够自动捕捉激波,并且可以快速获得完全收敛的航空发动机整机准三维流场,单工况点计算时长不大于30min。其中计算截面平均参数与实验测量偏差不大于8%,符合工程应用精度需求。     

航空发动机转子过盈止口热装过程研究

为使某航空发动机转子过盈止口热装到位,需要选择合适的预紧压力.利用有限元分析方法,对过盈止口进行稳态、瞬态热分析及瞬态动力学分析,获得了止口温度场、接触压力及摩擦力随时间的精确变化趋势,为合理选择过盈止口热装压紧力提供参考依据.     

流体惯性对弹性环式挤压油膜阻尼器-转子系统动力特性的影响

基于考虑流体惯性的雷诺方程,利用有限差分法计算弹性环式挤压油膜阻尼器(ERSFD)的内、外油膜分布压力和油膜合力,分析ERSFD-转子系统动力学。通过比较考虑流体惯性和不考虑流体惯性时的油膜压力、油膜合力和转子幅频响应,发现当雷诺数较大时,计算结果存在明显差异。考虑流体惯性的转子系统等效刚度和阻尼均更大,临界转速更大,而共振区振幅则更小。当转子系统的转速较大,或油膜黏度较小从而雷诺数较大时,在油膜力计算中考虑流体惯性的影响是必要的。