为研究复合材料受外力冲击的规律和冲击后疲劳的特性,分别使用200 m/s、300 m/s的冲击速度、直径4 mm、3 mm的钢珠以90.和30.入射角度冲击复合材料层合板,模拟外物损伤的过程,共设计了 24组冲击试验和9组疲劳试验.根据结果比对冲击速度、冲击物大小、冲击角度对冲击损伤的影响,分别对复合材料层合板损伤的长度、宽度和深度进行研究.对冲击后的层合板进行拉伸疲劳试验,根据所得到的疲劳极限,建立冲击损伤长度、宽度、深度和疲劳强度的关系.结果表明:相对于冲击角度,冲击物大小变化对层合板损伤影响更大,冲击速度的影响最小;疲劳强度与损伤长度和宽度的相关性较为明显,而与损伤深度的相关性较小.

针对着舰过程中航空发动机转子系统受到的突加基础冲击激励的问题,基于典型小涵道比涡扇发动机结构特征相似原则设计转子-支承-机匣系统试验器,对突加基础冲击激励下转子系统振动特性进行试验研究.结果表明:突加基础冲击激励瞬时具有显著的冲击效应,转子系统瞬态振动响应加剧并激起转子的正反进动和横向振动模态.转子系统轮盘处振幅比随基础冲击速度的增加而非线性增长,突加纵向基础冲击激励比突加横向基础冲击激励更能影响转子系统的振动特性.

以铝蜂窝夹层结构为研究对象,通过设计固持结构,采用高速冲击试验系统,开展铝蜂窝夹层结构高速冲击试验;建立铝蜂窝夹层结构数值模型,开展高速冲击数值模拟研究,依据试验结果对数值模拟方法进行确认,分析冲击过程中铝蜂窝夹层结构中铝板与蜂窝结构能量吸收与转化规律及其相互关系.

AA8021 aluminum foils of 40 μm gauge with different grain sizes were prepared by four final annealing processes. The effect of grain size on the mechanical properties and formability was investigated by tensile and Erichsen cupping test. The microstructure before and after test was characterized by optical microscope, scanning electron microscope, electron backscatter diffraction, and surface profiler. The results showed that, as the grain size increased, both the ultimate strength, the yield strength, the elongation and the Erichsen value of aluminum foil dramatically decreased. With the increase of grain size, the ratio of free surface grain to volume increased and the number of grain boundaries decreased, which resulted in the decrease of strength, according to the surface layer model and grain-boundary strengthening effect. During the deformation process, a bigger grain size led to a higher surface roughness and a more non-uniform strain distribution in the matrix, which promoted the premature occurrence of fracture. As a result, a limited elongation and low formability were obtained. Fracture surfaces analysis found that both tensile and Erichsen cupping specimens showed a typical knife edge rupture with several dimples. The formation of dimples was mainly attributed to the presence of Al-Fe phases.

考虑发动机叶片工作时受预载荷的情况,设计一种面内单向加载装置,配合空气炮等装置开展5种不同预载荷作用下碳纤维/环氧树脂复合材料(T700/TDE-86)的高速冲击试验研究.结果表明:面内初始载荷对复合材料层合板高速冲击性能和损伤特性有显著影响.预拉载荷会提高靶板的抗弯刚度,减少靶板吸收的能量,降低靶板的抗冲击性能,预压载荷则相反;预加载的靶板损伤面积都普遍变小,击穿情况下,靶板的损伤面积会随着预拉力的增大而增大,随着预压力的增大而减小;反弹工况靶板的损伤面积小于击穿工况,且击穿后靶板的损伤面积随冲击速度的增加而增加.

为研究受到鸟撞前后压气机气动性能的变化,提出了鸟撞叶片结构-气动分析几何模型的转化流程,基于NASA Rotor37转子得到了鸟撞变形叶片几何模型,分别建立了鸟撞前后的全通道气动性能CFD计算分析模型,在设计转速下开展了全3维黏性流场数值模拟,并与Rotor37转子部件气动性能试验数据进行了对比分析.结果表明:模拟结果与试验结果非常接近,证明了该数值模拟方法有效;鸟撞后叶片变形区域攻角增大导致的局部气流分离及并发的气流低速流动的耦合是转子气动性能恶化与转子进入失稳工况的主要原因,含鸟撞变形叶片的转子压比、效率等气动性能参数明显降低,稳定工作边界明显缩小.所发展的气动性能数值模拟方法与流程可有效地预估含变形叶片的压气机稳态气动性能.

针对发动机工作时受预载荷的叶片受到外物冲击的情况,设计一种面内单轴及双轴预加载装置,开展单轴与双轴不同大小预拉载荷下碳纤维/环氧树脂复合材料(T700/TDE-86)的高速冲击试验,探究预拉载荷对复合材料抗冲击性能的影响,并结合超声C扫描分析预拉载荷对损伤面积的影响.结果表明:面内初始载荷对复合材料层合板抗冲击性能和分层损伤面积有显著影响;预拉载荷会提高靶板的抗弯刚度,减少靶板吸收的能量,减小弹道极限,且在双轴预拉情况下更明显;弹体击穿靶板后分层损伤面积几乎不变,而预拉载荷会减小分层损伤面积,且在双轴预拉情况下更明显.

目的 综述铝塑膜成形性能的影响因素和研究现状,为锂电池铝塑膜领域的科研,以及工程技术人员进行深入研究,提升产品性能提供参考.方法 首先介绍铝塑膜多层复合材料的结构、各层的作用,接着讨论冲压模具、冲压工艺以及基层材料的选择对铝塑膜成形性能的影响,并详细综述铝箔基层合金成分、微观组织和晶粒尺寸对铝箔性能的影响.结论 为了加快锂电池铝塑膜的国产化进程,未来需要加强铝塑膜对电解液耐久性的研究,同时进一步提升铝箔的成形性能,加强铝箔界面性质对铝塑复合性能和铝塑膜耐久性影响机理的研究,为增强下游用户对国产铝塑膜的信心提供理论支持.

为了掌握鸟撞事件中各类因素对飞行安全影响的规律,采用无序多分类Logistic回归,对鸟撞事件中影响飞行的因素进行分析.数据来源为美国联邦航空局公开的1990～2015年飞机遭遇野生动物(主要为鸟)撞击的数据库.对数据库中的数据进行了简单的剔除和筛选,确定了包含13种影响因素、4种对飞行产生的影响在内的44837条记录;将确定的13个影响因素作为回归变量,4种影响作为响应变量.采用方差扩大因子法,借助SAS软件对回归变量进行多重共线性诊断.结果表明:回归变量间并无明显的共线性关系.应用SAS软件进行最大似然估计,进而对得到的参数估计结果进行分析;获得显著影响飞行的因素为鸟的数量及大小、飞行高度、飞行速度、飞机质量、发动机数量、季节、飞行阶段、日中时间、飞行员被警告与否.为航空公司和机场等相关单位的决策制定提供一定的指导.

针对离散制造车间内信息传递与展示过程中所存在的精准性与实时性不足的问题,提出一种工位状态驱动的信息推送服务方法.首先,以工序为核心,通过工件和其他制造要素与工位进行关联,实现对车间制造信息的组织与管理;其次,给出工位加工状态的判别依据,并根据工位加工状态确定待推送信息的优先级;在此基础上,提出了基于优先级排序的信息循环推送算法,实现工位上不同加工状态下的信息循环推送;最后,结合某卫星制造车间案例分析,结果表明,所提方法在实现信息差异化显示的同时,保证推送信息的完整性,满足车间工位的信息动态推送需求.

针对无人机用某小型航空活塞发动机,建立三维简化模型,通过仿真研究不同点火系统参数对发动机燃烧过程的影响规律,初步确定点火系统最佳参数.仿真研究结果表明,活塞发动机在346℃A的点火时刻下性能最佳,有利于发动机获得更大的功率输出,提高发动机整机性能;采用双火花塞的布置方式时燃烧更为迅速,需适当推迟点火时刻以获得更高的功率输出.

锂离子电池用软包装铝塑膜对铝箔的综合性能要求较高,铝塑膜生产厂对铝箔的柔软度提出了要求,但铝箔的柔软度目前尚无明确定义和测试方法.因此,开发了适用于铝箔柔软度的测试方法,将铝箔在测试中下压8 mm深度过程中产生的最大阻力的倒数定义为铝箔的柔软度,成功表征了不同铝箔之间的柔软度差异.基于以上方法,研究了铝箔微观组织对铝箔柔软度的影响规律及其作用机制.研究结果表明:降低铝箔表面粗糙度,摩擦阻力减小,可以提高铝箔的柔软度;随着铝箔的立方织构比例增加,铝箔本身的弹性模量减小,铝箔的柔软度逐渐增加;随着铝箔晶粒尺寸增加,其屈服强度降低,铝箔的柔软度相应增加.

基于PyQt工具包,使用Python语言开发分离式霍普金森压杆(Split Hopkinson Pressure Bar,SHPB)试验数据处理程序.该程序界面简洁美观,使用方法简单,可以实现SHPB试验原始波形的绘制、滤波、波形对齐,以及试验结果(包括一波法、二波法和三波法动态应力应变曲线、时间-应变率曲线等)的计算与展示.利用Pyinstaller将程序打包成可执行程序,经测试,打包后的程序可在64位Windows 7及Windows 10系统中运行,因此具有较强的可移植性,极大地方便了相关试验人员的数据处理分析工作.

对锂离子电池用AA8014铝合金铸锭进行了 525℃、550℃和575℃,保温16 h、20 h和24 h的均匀化退火工艺试验.利用扫描电镜及能谱分析仪、金相显微镜、Image Pro软件和电导仪,研究了均匀化退火工艺对第二相类型、形貌、尺寸分布和合金导电率的影响.结果表明:铸态及均匀化样品存在含Mn的AlFeMn相、Al6(FeMn)相及少量的Al15(FeMn3Si2)相;均匀化后粗大第二相发生分断,最佳保温时间为20 h,保温时间延长到24 h,第二相粒子发生了粗化;均匀化温度由525℃上升到575℃,10 μm以下的第二相粒子数量明显增多,而10 μm以上的第二相粒子数量明显减少;铸态合金导电率为43.7％IACS,525℃、550℃和575℃均匀化退火20 h后,导电率分别为49％IACS、48％IACS和45％IACS左右,合金元素的固溶度随着温度升高而升高.

使用万能材料试验机、霍普金森拉杆和霍普金森压杆装置研究了航空发动机机匣材料GH907高温合金在常温下的准静态力学性能及20～400℃下的动态力学性能;基于试验结果,拟合得到Johnson-Cook(J-C)本构模型和失效模型参数,并对试验合金动态压缩过程进行模拟以验证本构模型参数的有效性.结果表明:常温下在0～3000 s-1应变速率范围内拉伸时,试验合金具有明显的应变速率效应,但是压缩时对应变速率不敏感;在20～400℃温度范围内,试验合金的软化效应明显;建立的J-C模型能够较为准确地预测该合金在不同温度和应变速率下的力学行为,试样几何尺寸和最大应力的仿真结果与试验结果的相对误差在2％以内.

针对T700/TDE-85型碳纤维增强树脂基复合材料层合板进行了冰雹高速冲击损伤分析研究.采用空气炮试验系统开展了2种不同速度的冰雹冲击层合板试验,对层合板内部损伤进行了超声C扫描无损检测;基于复合材料渐进损伤模型和内聚力模型建立了冰雹冲击复合材料层合板的有限元分析模型,根据冲击试验结果验证了模型的有效性;采用数值模拟分析了铺层方式、冲击速度及冰雹尺寸对层合板冲击损伤的影响规律.研究发现,正交铺层层合板抵抗分层能力较强,准各向同性铺层层合板抵抗变形能力较强,同等冲击能量下小尺寸冰雹更易引发层合板分层损伤.

飞机在砂尘地带工作时会吸入大量砂粒,砂粒进入核心机后会对叶片造成永久性的磨损,改变发动机的总体性能,对发动机造成极大损伤.通过建立碰撞反弹数据库,采用颗粒轨道模型,并调用已存入数据库中的气动参数,对砂粒在叶片通道中的飞行过程进行数值模拟,获得了砂粒在压气机流道中的运动轨迹及碰撞位置,为掌握影响砂粒在压气机内部的运动轨迹及其碰撞点位置提供研究方法,同时也为今后提高压气机叶片相应部位强度的研究提供理论依据.

采用材料试验机对GH4169高温合金光滑试样与缺口试样进行应变速率为0.0001～0.0100 s-1下的室温准静态拉伸试验,再利用分离式霍普金森拉、压杆装置进行温度为20～400℃、应变速率为1×102～4×103 s-1下的动态拉伸、压缩试验,得到准静态和动态下的真应力-真应变曲线与失效应变;根据试验数据,采用分步拟合法确定了Johnson-Cook材料模型和失效模型参数,基于Johnson-Cook模型对动态压缩行为进行模拟,并进行试验验证.结果表明:GH4169高温合金的屈服强度随应变速率的增大而增大,随试验温度的升高而降低,该合金具有应变速率强化效应和温度软化效应;模拟结果与试验结果吻合得较好,真应力-真应变曲线的最大相对误差为5.91％,表明经修正后的Johnson-Cook模型可较好地描述GH4169高温合金的动态力学行为.

以大豆油为原料,经催化裂解、精馏、芳构化和加氢过程制备生物航煤,并分析了其组成及理化性能;进一步采用活塞式航空发动机进行发动机台架试验,对比分析了生物航煤与RP-3燃料的燃用适用性.研究结果表明:生物航煤的基本组成为直链烷烃74.54％、环烷烃13.04％、芳香烃10.31％、醚类1.07％和非α-链烯烃1.04％;生物航煤的热值较高(44.4 MJ/kg),冰点低(-48℃),但黏度较高(2.11 mm2/s).与RP-3燃料相比,生物航煤具有更低的启动温度;温升速度(相差4℃之内)、油耗(相差小于0.02 g/s)与RP-3燃料接近,当发动机转速超过4 200 r/min时,过量空气系数波动较大(0.8 ～1.2),燃烧状态恶化.台架试验后发动机拆解检查发现,燃用生物航煤后出现结焦积炭现象,这是由于该批次生物航煤黏度较大(＞2mm2/s),对雾化效率、燃烧充分程度等发动机工作性能产生影响.

With a distinct structure that is fully integrated,three-dimensional braided composites not only overcome the defects in laminated composites which have relatively poor mechanical properties in the thickness direction and are prone to interlaminar delamination,but also are superior in high strength-to-mass and stiffness-to-weight ratios, improved impact resistance and damage tolerance as compared with traditional metal materials.Owing to these mer-its,they also have broad potential applications in automobile,high-speed train,navigation,aviation,and aerospace industries.Plate specimens of three-dimensional four-directional braided composite(3D4DBCo)were designed and impacted at different locations by the steel ball with an approximate initial velocity of 210 m/s with the help of the air gun experiment system in this paper.On the basis of macroscopic and microscopic observation,the damage mor-phology and the failure mechanism of 3D4DBCo subjected to high speed impact of the steel balls were analyzed and summed up.What's more,the macro-level continuum damage mechanics (CDM)finite element model of 3D4DBCo was established,and the comparisons between numerical simulation and experiment results show highly agreement in residual velocity within 5 %,as well as the damage characteristic,which validate the effectiveness of the macro-scopic CDM finite element model.