Cansas-Ⅱ SiCf/SiC复合材料的高温拉伸蠕变行为

连续碳化硅纤维增强碳化硅复合材料(SiC_f/SiC)是发展先进航空发动机的关键材料,航空发动机长时服役要求材料具有优异的高温蠕变性能。本工作研究了平纹编织Cansas-Ⅱ碳化硅纤维增强碳化硅复合材料(2D-SiC_f/SiC)在空气中的高温蠕变行为,蠕变温度为1200～1400℃,应力水平为80～140MPa。利用扫描电子显微镜(SEM)观察了2D-SiC_f/SiC复合材料的微观组织和断口形貌,使用能谱分析仪(EDS)进行了成分分析。结果表明:当蠕变应力低于比例极限应力(σ_PLS)时, 2D-SiC_f/SiC的蠕变断裂时间超过500h,稳态蠕变速率为1×10^–10～5×10^–10/s,蠕变行为由基体和纤维共同控制。当蠕变应力高于σ_PLS时,复合材料的基体、纤维和界面均发生氧化,蠕变断裂时间显著降低,稳态蠕变速率提高一个数量级,蠕变行为主要由纤维控制。     

可逆翼型的应用现状与设计技术研究进展

可逆翼型是叶轮机械实现正反向可靠运行的主要途径,已经成为可逆式叶轮机械领域的重要研究课题之一。结合近年来有关可逆翼型的研究报道,详细综述了国内外可逆翼型设计技术及其在叶轮机械领域应用的研究进展。首先,介绍了可逆翼型在通风领域、水力机械领域和航空领域的应用,并指出目前基于可逆翼型设计的可逆式叶轮机械性能相对于常规单向叶轮机械还有较大差距,制约着可逆式叶轮机械的进一步推广应用。然后,分析了可逆翼型的设计方法,无论是S型可逆翼型还是完全对称翼型,其设计方法基本是一致的,主要有单独设计S型中弧线并叠加厚度分布、利用现有翼型对称或非对称拼接等。其次,详细介绍了不同的翼型参数化方法,并对其优缺点进行了总结分析,指出翼型参数化方法是翼型设计与分析的基础,合理选择参数化方法有助于设计出高性能的翼型。最后,对可逆翼型设计及应用技术在今后的发展方向进行了展望。     

面向飞机研制生产全局变更的数据集成架构研究

飞机研制生产数字转型发展需要建立跨越全生命周期和全产业链的、以物料清单(Bill Of Material, BOM)为核心的产品数据管理体系。在飞机研制过程中,多变的用户需求、精进的制造技术使得工程更改成为当代航空企业一项重要的业务活动。结合航空装备研制特点,针对当前研制体系要素不全、流动单向、串行为主和数据多源的痛点问题,提出了基于双BOM基础结构的多视图物料清单(xBOM)体系及数字化协同平台架构,突破全局更改核心关键技术,实现基于统一产品分解结构(Product Breakdown Structure, PBS)的多源数据集成、基于单数据源的数据分析及更改全生命周期监控,为航空装备研制能力提升提供了可供参考的最佳实践案例。     

一种基于几何分析的协同优化方法

从几何角度分析协同优化方法,并据此提出一种新的系统级优化模型,相对于代数分析,几何分析更简洁直观。分析学科级优化的几何意义,指出在学科级优化中最优设计点是距系统级提供的目标点最近的点,同时根据几何分析还能在该最优点处方便地获得主动约束边界的梯度,基于该最优点及此点处的梯度信息,可以构造出主动约束边界的一个线性近似并提供给系统级。随着迭代的进行,更多的线性约束将加入到系统级优化中,这一系列线性近似的组合构成的设计空间逐步逼近了原问题的设计空间。采用基于几何分析的协同优化方法对一齿轮减速箱进行优化设计,并将设计结果与传统协同优化方法的设计结果进行对比,研究结果表明,本方法在保持计算精度的前提下提高了计算效率。     

基于模糊理论的FMEA方法研究

针对传统FMEA分析方法中故障模式影响因素等级描述语言不易量化及评价模型不合理的问题,提出一种基于模糊理论的FMEA定量分析方法.运用模糊理论建立模糊评判模型,给出基于α截集的解模糊方法对模糊数进行清晰化,同时讨论了评估过程中专家权重的确定准则,从而得到风险优先数(RPN)的排序,并以多功能扰流板为例,验证了该方法的可行性.     

基于结构光点云的变形测量方法研究

针对结构变形测量需求,提出一种基于结构光点云的变形测量方法。搭建了结构光相机测量系统,基于投影仪逆向相机的假设并借助棋盘格标定板完成了系统标定。采用格雷码辅助的四步相移技术设计投影仪投射的图案,并利用标定的系统参数,完成待测物表面的三维重建,获得结构表面点云。提出基于点云间距离计算结果的结构变形分析方法,并分析比较了基于点到点、点到面和面到面3种点云距离计算方法原理。通过实验验证了所提基于结构光点云的变形测量方法的可行性和精度,实验结果表明,该方法可以实现结构离面位移的高精度测量。     

一种基于响应面的翼型鲁棒优化设计方法

针对不确定因素引起的翼型气动性能波动现象,探讨了翼型几何形状随机不确定波动对翼型气动特性的影响,并进行了减小此影响的鲁棒优化设计。引入类别形状函数变换(CST)方法可以大大降低设计变量自由度数目,以NACA0012翼型为例,进行了考虑翼型几何形状随机扰动的气动不确定性分析,发现几何形状的微小波动对升力特性影响很小。发展了一种基于响应面和遗传算法的鲁棒优化设计方法,能够高效的减小阻力及其波动的影响。计算结果显示尽管相对于确定性优化结果鲁棒优化阻力略有增加,但波动更小,气动性能具有更好的鲁 棒性。     

基于声发射信号的三维针刺C/SiC复合材料拉伸损伤演化研究

本研究对三维针刺C/SiC(3-dimension needled C/SiC, 3D-N C/SiC)复合材料进行室温单调拉伸和拉伸加载-卸载试验, 利用声发射技术对试样损伤演化进行动态监测。采用K-均值聚类分析方法对小波降噪后的声发射信号进行了损伤模式识别, 结合试样断口扫描电镜观测, 发现3D-N C/SiC复合材料在拉伸载荷作用下主要存在五类损伤模式: 基体开裂、界面脱粘、界面滑移、纤维断裂和纤维束断裂。通过快速傅里叶变换(FFT)方法对小波降噪后的信号进行频谱分析得出: 3D-N C/SiC复合材料在拉伸载荷作用下主要存在240、370和455 kHz三种频率的损伤信号, 分别对应于界面损伤、基体损伤和纤维损伤。结合单调拉伸试验过程声发射信号能量柱分布和加卸载过程累积能量曲线特征, 分析了试样损伤演化机理。     

7075-T6铝合金动态力学试验及本构模型研究

分别采用电子万能试验机、高速液压伺服试验机和分离式霍普金森拉杆(SHTB)装置进行了7075-T6铝合金材料在室温下的准静态、中应变率和高应变率动态力学性能试验。获得了该材料不同应变率下的应力-应变曲线,结果显示:7075-T6铝合金具有明显的应变率强化效应;随着应变率的提高,试件断口处颈缩现象越发明显。拟合出了能够反映材料应变硬化效应、应变率强化效应的Johnson-Cook本构方程,对方程中的应变率强化项进行了修正,使拟合结果与试验结果吻合得更好。     

基于纳秒脉冲等离子体气动激励的翼型失速涡控制研究

为了揭示纳秒脉冲等离子体气动激励与附面层耦合作用机制,首先开展了NACA0015翼型的大迎角粘性绕流数值模拟,比较了3种典型湍流模型(S-A模型、standard k-w模型和SST k-w模型)对计算结果的影响,分析得到了翼型的近场旋涡分离流动流场结构特性,并对升力特性进行了频谱分析,得到了翼型非定常流动特征频率。进一步开展了基于脉冲等离子体气动激励的翼型大迎角绕流的频率耦合的风洞实验,实验结果表明:当固定激励电压,纳秒脉冲的激励频率大于或等于流场旋涡脱落频率时,控制效果最好,可在来流速度为100 m/s、攻角为22°时,可将翼型的升力系数增大18.1%,阻力系数减小22.5%。研究结论有助于揭示纳秒脉冲等离子体气动激励进行涡控制的作用机理,从而提高纳秒脉冲等离子体气动激励涡控制的能力。