三维四向编织复合材料疲劳性能分析

建立基于八边形纤维束截面假设的三维四向编织复合材料单胞模型。基于单向复合材料疲劳剩余刚度和剩余强度模型,结合组分材料的疲劳失效判据和性能突降方法,建立了三维四向编织复合材料疲劳寿命预测模型。利用ABAQUS有限元软件UMAT开发了疲劳寿命预测与渐进损伤分析程序,研究了三维四向编织复合材料在不同应力水平下的损伤扩展过程和疲劳寿命。研究表明,疲劳损伤是从纤维束之间的接触面的单元开始发生损伤破坏,然后向纤维束表面以及纤维束内部开始扩散,并且损伤扩展速率随着应力水平的提高而加快。本文研究为预测三维四向编织复合材料的疲劳寿命提供了一种途径。     

飞机结构缺陷漏检概率评估与控制技术

提出了一种飞机结构缺陷漏检概率评估与控制技术,利用该技术可以有效地提高单机乃至机群中缺陷 (裂纹 )检出概率 ( POD),并可以对缺陷 (裂纹 )的漏检概率进行准确地评估和控制,使飞机因裂纹漏检而造成事故的可能性降至最低程度,从而确保飞机的安全飞行。     

连续凸偏好的一个性质

偏好与效用是联系在一起的。如果一种商品对于消费者没有效用，消费者就不会产生对这种商品的偏好，对偏好的研究为人们对效用进行定量的描述与研究奠定了基础。本文给出连续凸偏了的一个性质的严格证明。     

正弦波模型化测量方法及应用

本文对应用较多的几种正弦波模型化测量方法进行了综述，它们是曲线拟合法、直方图统计分析法、FFT法和拍频法。较详细地介绍了这几种测量方法的典型用途以及特点，通过比较几种方法的优缺点，讨论了它们应用中的局限性。     

综合飞行/推进控制系统的鲁棒设计方法

基于凸多面体线性系统族镇定方法和航迹准稳态运动概念，研究了现代攻击机的综合飞行／推进控制系统的鲁棒设计方法。该方法根据航迹准稳态运动的条件。生成航迹准稳态运动的期望控制量和状态量，以航迹准稳态运动为基准运动建立综合系统的线性系统族模型，采用凸多面体线性系统族鲁棒镇定方法设计了综合控制系统的反馈调节控制器。数学仿真表明，所设计的综合控制系统对攻击机推进系统输出推力的变化具有大范围的鲁棒性，在推力开环控制下能够获得良好的系统动态性能和战术性能。     

发动机叶片无损检测的可靠性

提出了一种发动机叶片无损检测可靠性分析方法,利用该方法可以有效地提高叶片中裂纹(缺陷)的检出概率(POD),并能对裂纹的漏检概率(POM)进行准确地评估和控制,使因叶片裂纹漏检而引起发动机故障的可能性降至最低程度,从而确保发动机的安全运行;该方法简单方便,易于工程实施和应用。      

非自模化区域内动叶叶尖间隙对气动-声学性能的影响

本文对非自模化区域内小型风机的气动－声学性能进行了实验研究,详细了在非自模化区域内动叶叶尖间隙对气动－声学性能的影响,并与自模化区域内的影响作了对比分析,得到了在非自模化区域内动叶径向间隙对气动－声学性能的修正,计算结果与实测值吻合良好。初步提示了非自模化区域内动叶叶尖间隙对气动－声学性能影响的机理。     

碳纤维复合材料X射线照相检测

介绍碳纤维复合材料阶梯试块及对比试件的制作方法,指出产品Ｘ射线照相检测及准备工作的注意事项。并附有各种典型缺陷的Ｘ射线照片。     

基于VSC的线性控制参数化及在飞行控制中的应用

对一类非线性系统进行平衡工作点参数化,得到调度（ＳＣＨＥＤＵＬＩＮＧ） 参数线性化方程。在此基础上,利用线性ＶＳＣ 理论设计调度参数化的局部线性控制器。为了减少某一状态下控制器对调度参数实际值的影响,在控制器中引入调度变量修整项。将所得结果用于飞行控制系统,设计出飞机纵向通道的调度参数化控制器,数字仿真验证了控制器的控制性能,结果良好。     

机械合金化＋热压制备Laves相NbCr2合金及其组织性能研究

采用机械合金化 热压工艺路线来制备化学配比成分的单相Laves相NbCr2合金.研究了Cr,Nb元素粉经20h球磨后在1200℃,1250℃和1300℃不同时间热压所获得的Laves相NbCr2合金的组织和性能.结果表明:1250℃×0.5h热压获得的Laves相NbCr2合金组织均匀,晶粒尺寸达到微/纳米级,致密度达到97.1%,室温断裂韧性高于5.07MPa·m1/2.与熔铸工艺制备的单相Laves相NbCr2合金的断裂韧性1.50MPa·m1/2相比,所制备的单相Laves相NbCr2合金的室温断裂韧性大大提高,充分实现了细晶韧化的效果.