苗条缘自“修行”——中外明星健美管窥

在世界大牌明星中,尽管他们从事的职业不同,但他们追求健美的意向一致,而在饮食方面,都有各自独特的习惯和秘诀。 叶玉卿的“苗条食法”。在台湾娱乐圈中,由胖到瘦不乏其人。但其中最为突出的要数叶玉卿。叶玉卿原本就长着一张大圆脸,被人戏称为“大饼”,后来却变成一张瓜子脸,体重也一下子减到41公斤。叶玉卿的食量很大,一次能吃掉一整只脆皮炸子鸡。

不同缘条宽度复合材料C型柱轴向压缩吸能特性

针对不同缘条宽度的复合材料薄壁C型柱开展准静态轴向压缩实验,通过CT扫描分析其轴向压缩失效模式及破坏机理,利用吸能特性评估参数分析不同缘条宽度对C型柱轴向压缩吸能特性的影响。建立复合材料C型柱单层壳模型与多层壳模型,通过对比轴向压缩仿真与实验获得的失效模式、载荷-位移曲线以及吸能特性评估参数,来验证模型有效性。结果表明:缘条宽度对C型柱轴向压缩失效模式和吸能特性的影响较大,缘条宽度为25 mm和30 mm的C型柱在轴向压缩载荷作用下能够以稳态渐进的形式发生失效,且吸能特性较好;C型柱多层壳模型仿真获得的平均压缩载荷、总吸能及比吸能偏差在5%以内,单层壳模型仿真获得的平均压缩载荷、总吸能及比吸能偏差在8%以内,多层壳模型轴向压缩仿真精度更高。

基于形态与COI条形码的蜂缘蝽物种鉴定

【目的】探明中国蜂缘蝽属的条蜂缘蝽(Riptortus linearis)、点蜂缘蝽(Riptortus pedestris)和小蜂缘蝽(Riptortus parvus)3个种的准确鉴定方法,以期为该类害虫的准确分类鉴定及有效防治其在豆类作物上的危害提供依据。【方法】通过外部形态特征比较,扩增并分析COI条形码序列数据,计算蜂缘蝽种内种间遗传距离,判断中国蜂缘蝽属各物种间的关系。【结果】蜂缘蝽属的条蜂缘蝽、点蜂缘蝽和小蜂缘蝽3个种的前胸背板、头部和胸部侧板及雄性外生殖器等形态特征差异明显,可区分中国蜂缘蝽属内不同种;条蜂缘蝽和点蜂缘蝽的COI条形码序列为75条,其单倍型数量分别为12个和35个,2个种的种间不存在共享单倍型;2个种的种内遗传距离分别为0.67%和0.68%,其种间距离为6.55%;COI条形码数据差异同样可区分其属内不同种。【结论】形态特征差异结合COI条形码数据可将蜂缘蝽属内不同种进行准确鉴定。

淬火入水及冷变形方式对大型铝合金缘条锻件残余应力演化影响研究

采用有限元计算方法,研究了淬火入水及冷变形方式对某航空用7050铝合金大型缘条锻件残余应力演化的影响规律。结果表明,入水方式将显著改变热处理过程中缘条锻件的温度梯度分布,并影响残余应力的大小;采用筋条顶端先入水的方式可以最大程度地降低温度分布不均匀性及热处理残余应力;对淬火后的铝合金缘条锻件进行冷变形加工可以有效降低热处理残余应力,且采用T7454工艺对锻件进行恒定速度加载的拉压复合变形消残效果最好。研究将为大型铝合金航空锻件的热处理工艺优化及尺寸稳定性提升提供指导。

飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法

为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估,本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验,通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命t的(a−t)数据,在此基础上应用当量初始缺陷尺寸(EIFS)控制方程对每个试件的EIFS值进行计算并初步评估,验证了在不同应力水平下紧固孔结构细节的EIFS无显著性差异;得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间(TTCI)分布,在指定应力水平下对紧固孔结构细节95%置信水平下的经济寿命进行预测,并与设计寿命进行对比,提出了一种不同超越概率P下的结构细节当量初始缺陷尺寸模型,基于给定5%的裂纹超越概率,对结构细节的通用EIFS分布进行评估.通过以上对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量的三重评估,得到综合评估结果:飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求.

钛合金机翼翼根对接缘条铣削变形控制技术研究

钛合金机翼翼根对接缘条类工件结构尺寸大,存在复杂难加工曲面和薄壁型腔,截面形状复杂,装夹困难,加工过程容易变形,切削稳定性差。针对这一问题,借助于有限元分析方法,对钛合金机翼翼根对接缘条的加工变形趋势进行分析仿真,从而选择适宜的工件加工装夹方案。并结合机床-刀具系统动态特性分析,对缘条加工的切削参数进行了确定。通过试验结果表明,该方案可显著提高工件在加工过程中的刚度,减小由于装夹不当引起的工件变形,从而提高加工精度,并对加工所用切削参数进行了验证,提高了切削稳定性,为同类工件加工提供参考。

风力机叶片腹板缘条结构分析

大型风力机叶片根部腹板与蒙皮粘结区常发生疲劳失效,造成腹板脱胶,进而影响风力机的安全运行。腹板缘条作为腹板与蒙皮的连接部件对腹板粘结区应力分布及叶片的结构性能有重要影响。文中以NREL 5MW风力机为研究对象,对叶片分别建立单、双腹板有限元模型。采用ICEM CFD对计算域进行结构化网格划分,在fluent软件中流场分析,并获取额定工况下的气动载荷。通过Ansys与Ansys workbench联合仿真,分析添加缘条结构前后叶片在额定工况下的叶片结构性能的变化,研究发现缘条结构有助于减小叶片变形、改善粘结区应力分布以及改变叶片固有频率,其中对单腹板叶片改善较小,双腹板叶片改善明显。

U型腔薄壁缘条类钛合金零件的高效加工

本文基于现有的铣削机理研究成果基础上,针对钛合金材料的特殊性,结合实际的生产加工经验,针对U型腔薄壁缘条类钛合金零件的数控高效加工工艺技术进行研究.基于此类零件的典型结构特征,摒弃传统的加工方法,结合新型刀具,采用插钻的加工方法,使得此类零件的数控加工效率得到大幅提升,达到高效加工的目的.

机翼缘条喷丸强化变形模拟与参数优化

机翼缘条是连接飞机机翼与中央翼盒的重要结构件,其制造精度要求较高。喷丸强化后,该零件在喷丸残余应力的作用下会产生弯曲变形,需要通过优化不同位置的喷丸强化参数以减小弯曲变形量。首先,在喷丸强度的许可范围内进行了喷丸强化试验,并通过X衍射测量,建立喷丸参数与喷丸残余应力场间的函数关系;其次,设计Box-Behnken试验,通过等效喷丸变形模拟方法,得到了不同喷丸参数下机翼缘条的变形量,建立了缘条变形量与喷丸参数间的函数关系,根据Box-Behnken试验分析,结合工程条件得出了一组最优的喷丸强化参数;利用该组最优喷丸参数进行缘条的变形模拟和喷丸强化试验,发现喷丸变形的模拟与试验结果均较小,从而验证了缘条零件变形模拟和喷丸参数优化的有效性。

腹板与缘条连接部位的疲劳分析方法研究

分析了腹板与缘条连接的疲劳计算方法。针对腹板与缘条连接情况,解释了当腹板剪切应力小于缘条拉应力,并计算腹板的细节疲劳额定值时,参考应力仍然选取缘条上拉应力的原因。提出梁缘条钉孔处疲劳强度也需要校核,推导了缘条细节疲劳额定值计算公式,并进行了定性分析。

薄壁高缘条高效稳定切削技术研究

针对飞机结构件薄壁高缘条工件加工过程不稳定且效率低的问题,通过Abaqus软件进行有限元仿真分析,构建具有不同加工余量的切削变形分析模型,研究加工余量对薄壁让刀变形量的影响规律;进行薄壁铣削切削速度、每齿进给量、轴向切深单因素试验,测试切削过程振动加速度,观察表面是否出现振纹,研究切削参数对薄壁高缘条铣削振动影响并进行参数优化,然后选取优化的参数分别按照单侧铣和"吃水线"铣方式进行铣削试验,对比分析两种切削方式薄壁振动情况,形成薄壁铣削加工高效稳定切削方案。

大型弱刚性钛合金齿状缘条类零件的变形控制技术研究

本文基于大型弱刚性齿状钛合金缘条类零件精度要求高、尺寸、形位公差保证及变形控制难的现状,以TC21自由锻材料加工的齿状钛合金缘条为研究对象,通过工艺流程改进、刀具选型改进、刀具参数改进、装夹方案改进、设备选型改进等方面开展技术研究工作,提出了类似零件的典型工艺流程及加工方法,解决了该类型零件加工变形控制难题,这种变形控制技术可推广至其他飞机相似零件数控加工环节,具有很强的推广应用价值。

基于数值模拟的飞机用钛合金缘条锻件制造

依托800 MN大型模锻压机装备,采用反复迭代数值模拟,实现短流程、高可靠、精细化的缘条锻造工艺,锻件力学性能优良。

ARJ21支线客机垂尾后梁缘条的数控加工

详细介绍了ARJ21支线客机垂尾后梁缘条的加工方案、数控机床的选择、加工难点的解决方案和数控机床控制系统的认知以及数控加工程序编制的要点。

大型铝合金整体框机加零件局部喷丸校形试验研究

大型铝合金整体框类零件机加变形问题一直制约着航空制造业的发展,尤其是框类零件局部缘条发生变形一直难以控制.为了对框类零件局部进行校形,本文在分析了大型铝合金整体框机加零件变形机理的基础上,重点讨论了利用喷丸校形工艺对框类零件进行局部校形的方法,分析了不同喷丸校形工艺参数、预应力以及热处理对校形效果的影响.研究结果表明,增加喷丸强度有助于提升喷丸校形量,但是具有饱和的趋势;采用预应力喷丸可以在较小的喷丸强度下实现较大的校形量,且尺寸稳定;喷丸校形后的常规喷漆等热处理对喷丸校形效果影响很小,喷丸校形效果稳定.

缘条蜂敌害的初探

天敌是制约缘条蜂种群增长的重要因素之一。通过野外调查和室内饲养,查明缘条蜂天敌有10种,不同样地内天敌危害情况存在差异,分析了其危害的特点,并提出有效的防治对策。

钛合金小空间曲线焊缝自动化焊接工艺及性能

本文针对具有曲线焊缝的TA15钛合金主承力结构进行了自动化焊接工艺和性能试验研究,采用活性焊剂氩弧焊技术及其他一系列相应措施,有效地解决了狭小操作空间下的焊丝填充和保护问题,达到了角焊缝的全焊透,获得了成形和性能良好的焊缝。

沉积路径对激光立体成形钛合金T型缘条热/应力场的影响

分别建立了基于轮廓偏置、长光栅、短光栅三种沉积路径的Ti-6Al-4V合金T型缘条激光立体成形过程热/应力场有限元模型。结果表明熔池最大温度梯度沿竖直方向的分量GYmax比扫描方向的分量GXmax大得多,随成形高度的增加,二者都先下降后快速趋于稳定,最终稳定的GYmax约是GXmax的三倍。短光栅沉积时瞬时最大温度梯度GTmax呈现小幅度的振荡变化,且整体小于另外两种沉积路径。长光栅路径的应力增长速率略大于轮廓偏置路径,短光栅的最小。成形结束后,采用轮廓偏置路径的横、纵向缘条连接处的背面出现应力集中,长光栅沉积的缘条端部存在大范围的应力集中,而采用短光栅沉积的缘条整体应力分布最均匀。沉积结束后,三种沉积方式基板上各个方向的残余应力分布规律基本相同,但是,采用短光栅沉积的基板上应力值比其他两种路径小。

复合材料加筋壁板装配应力对结构失效影响的试验与数值分析

复合材料层压板由于各向异性及沿厚度方向的不连续性的特点,在承受面外载荷作用下,会产生层间应力。层间应力值超过层压板层间开裂强度时,层压板会发生层间分层现象。为了研究装配应力对加筋壁板破坏行为的影响,本文进行了相应的试验和数值分析。首先对加筋壁板结构进行静力加载试验,得到了试验件的破坏载荷和破坏模式。其次通过螺栓加载至工况载荷并保载一定时间,实现了保载试验。最后利用有限元分析了结构的应力分布规律。结果显示,试验件在静力载荷的作用下会发生共胶接区脱粘破坏并伴随缘条分层破坏,在保载作用下长桁下缘条产生了微分层现象,数值分析获取的应力分布规律与试验结果吻合良好。研究结果可为复合材料壁板的装配作业规范和铺层方案设计验证提供参考。

飞机机翼结构三维几何模型快速建模方法研究

针对目前航空企业普遍采用CATIA软件进行设计的现状,本课题对机翼结构几何模型的快速建模技术进行了研究,结合参数化建模方法,在CATIA软件平台开发了机翼结构快速建模系统。