碳纤维表面微观结构的定量化表征方法

通过使用Matlab编程处理日本东丽T300、国产GCF-1和GCF-2等3种碳纤维样品断面的扫描电镜照片,采用二值标签算法获得了碳纤维的直径及圆度等碳纤维物理特征定量数据。建立了采用直线方程切线法寻找并计算碳纤维表面沟槽的数量及尺度的方法,发现3种碳纤维样品的边缘沟槽的深度及宽度的分布均符合Weibull分布的特征。3种碳纤维的表面物理特征随温度变化的规律相同,说明其在结构上存在着一致性。经过不同温度热处理后3种碳纤维样品的圆度值变化不大,平均直径随着热处理温度的升高逐渐减小,并且表面沟槽的数量及分布的变化规律相同,说明其结构存在一致性。3种碳纤维的圆度等表面物理特征存在一定差异,T300的圆度小于国产GCF-1及GCF-2碳纤维。     

PVC糊树脂对交联PVC泡沫塑料的影响

通过水煮发泡制备交联聚氯乙烯泡沫塑料,讨论了聚氯乙烯(PVC)糊树脂对泡沫制备过程中经制糊、模压和发泡工艺得到的产物的影响,研究了PVC糊树脂对制备的交联PVC泡沫压缩性能的影响.结果表明:制备交联聚氯乙烯泡沫塑料适宜的糊黏度是4～9 Pa·s;PVC糊树脂的K值较大或水萃取液pH值呈碱性可有效防止模压过程中PVC的降解;PVC糊树脂的水萃取液pH值呈碱性可催化发泡反应,有利于得到低密度泡沫且缩短发泡时间;随着其K值增加,制备的泡沫压缩强度增大,但是K值过大时,制备的泡沫泡孔较大,压缩强度反而降低,适宜的K值为70～80.     

民用飞机系统部件维修间隔确定方法研究

维修方案中规定了各种部件的维修类型和维修间隔,由于各部件的维修类型相对固定,所以维修间隔的确定是制定维修方案的关键。针对这种特点,同时为了能更准确的反应部件实际情况,本文采用飞机部件的使用可靠性数据来确定其维修间隔。为此,针对符合威布尔分布的部件,研究了利用中位秩及最小二乘法对两参数威布尔分布的参数进行估计,并根据其寿...     

我国航空市场支线飞机运营故障统计分析

对我国支线飞机以及运营在支线航线上的干线飞机在运行过程中产生的大量故障与可靠性数据进行收集,通过对已发生的重大故障或影响小的故障信息的整理、统计与分析,获得各相关机型侄运行过程中表现出来的故障特点,从而归纳出机型之间故障分布的共性,为飞机设计与改型提供需要重点关注的ATA章节建议,为我国自主研制的飞机设计与改型提供有益的参考。     

基于CATIA的Formulas功能实现二次曲线的G2连续

首先简要概述了物面压力分布与物面外形之间的关系,进而介绍了飞机外形设计中经常用到的一类曲线-二次曲线,并推导出二次曲线G2连续的条件和公式,最后介绍了在CATIA中运用Formulas功能实现二次曲线G2连续的方法,并以实例将该方法应用到飞机外形设计中。     

不同旋流器方案下旋流驻涡燃烧室性能

为研究旋流驻涡燃烧室的燃烧性能,设计了3种旋流器方案（基准型、小流通面积和外加套筒）,在进口温度493 K、常压条件下,采用RP-3航空煤油作为燃料,凹腔当量比在0.8～1.8之间,开展了热态试验。结果表明:基准型和小流通面积的主燃区火焰为脱体火焰,而外加套筒则为V型驻定火焰,且小流通面积和加套筒的主燃区火焰更加集中。燃烧效率方面,基准型最低,而小流通面积最高,试验中获得的最高燃烧效率为96.3%。随着凹腔当量比的增加,基准型的燃烧效率不断增加,而小流通面积的则先基本不变,随后略有增加,外加套筒的则先快速增加,然后缓慢增加。此外,小流通面积的冷态总压损失高于基准型,在进口马赫数为0.31时,两者的冷态总压损失分别为7.2%和4.5%。      

铺层方式对CFRP-Al胶接接头疲劳行为的影响

通过Abaqus建立铺层方式为[0/90]_4s、[0/45/-45/90]_2s、[45/-45]_4s的碳纤维增强复合材料(CFRP)-铝合金单搭接胶接接头有限元仿真模型,使用循环内聚力模型(CCZM)模拟胶层的损伤演化过程,通过分析接头的刚度退化、裂纹扩展以及应力分布情况,探究铺层方式对CFRP-铝合金胶接接头疲劳行为的影响。将接头的疲劳寿命试验值与仿真值进行对比,验证该模型的有效性。结果表明：从[0/90]_4s到[0/45/-45/90]_2s再到[45/-45]_4s,随着CFRP层合板中±45°铺层所占比例的增加,接头损伤累积阶段占全部疲劳寿命的比例逐渐减小,疲劳裂纹扩展阶段占比逐渐增加。CFRP-铝合金胶接接头应力主要通过纤维由CFRP端向铝合金端传播,且在±45°铺层的交叉处出现的应力集中破坏了裂纹扩展速率沿搭接宽度方向的均匀性,随着±45°铺层所占比例的增加,接头搭接区域沿宽度方向的中部裂纹扩展速率与两侧区域的裂纹扩展速率差逐渐增大,胶层破坏所呈现...     

考虑OTDF和氮氧化物排放特性的航空发动机部件级模型

建立了一种考虑出口温度分布系数（OTDF）和氮氧化物（NOx）排放特性的航空发动机部件级模型,为发动机燃烧室出口温度分布和排放控制研究提供了仿真平台。以某变循环发动机为研究对象,依据其设计点参数设计燃烧室三维模型,基于CFD数值仿真方法,得到该燃烧室三维模型在海平面不同工作状态下的OTDF特性、氮氧化物排放特性。基于此,建立了适用于全包线、全状态下,可计算燃烧室特性参数的变循环发动机部件级模型。与传统部件级模型相比,该模型能准确地计算发动机在不同工作状态、不同包线点下的燃烧室出口温度分布、氮氧化物排放。仿真结果表明:燃烧室出口温度分布系数与发动机工作状态呈负相关关系,发动机转速越大,OTDF越小,燃烧室出口温度分布品质越好;燃烧室出口氮氧化物排放量与发动机工作状态呈正相关关系,发动机转速越大,燃烧室出口氮氧化物排放量越多,符合发动机燃烧基本规律。      

当量比对常温煤油-氢气-空气旋转爆轰传播影响

为研究当量比和氢气质量分数对旋转爆轰波传播特性的影响,燃料采用煤油和氢气,氧化剂为空气,数值模拟了旋转爆轰过程,分析了旋转爆轰波传播特性、内流场组分分布特征以及爆轰波稳定性。计算结果表明:随着氢气质量分数的增加,旋转爆轰波成功起爆的当量比范围逐渐变窄,爆轰波压力峰值整体呈下降趋势,爆轰波传播速度呈上升趋势,速度亏损随当量比增加先减小后增大。贫燃条件下,富燃区燃料与氧化剂掺混不均匀且氧气呈条状带分布;富燃条件下,缓燃区增大缓燃加剧,富氧区边缘呈波浪状。爆轰波在当量比1.0～1.2之间传播稳定性较高;从点火到形成稳定旋转爆轰波的时间在当量比为化学恰当比时达到极小值,但随氢气质量分数增加而逐渐增加。      

火星进入器高超声速气动力/热研究综述

以火星大气条件下飞行器非平衡流场研究为背景,采用态-态模型对定容静止CO₂系统自30 km火星大气条件（181 K）瞬时升温后的热非平衡过程开展数值模拟。考虑CO₂分子的对称拉伸、弯曲和非对称拉伸三个振动模态共201个振动能级,微观过程包括：振动-平动（VT）能量交换过程引起的同一模态内部的和不同模态间的振动能级跃迁,振动-振动（VV）能量交换过程引起的同一模态内部振动能级跃迁。分析不同振动模态的能级分布演化特点,并考察对应微观过程细节探究内在原因,结果表明：VT过程起支配作用,对由初始低温突然升温后保持定温的气体非平衡过程,VV过程的贡献可以忽略;CO₂分子的弯曲振动模态具有最快的激发速率,平衡时也具有最高的粒子数占比,升温至相似文献