复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究

根据机翼设计及材料工程力学性能要求,基于给定的机翼外形设计并制造了一种满足工程应用要求的全复合材料整体模压成型机翼结构。通过有限元仿真分析和工程静力学试验方法对该机翼结构进行了全面验证,有限元仿真分析结果与工程静力学试验结果吻合良好,满足复合材料工程力学许用值要求及机翼最大变形不大于半翼展长8%的刚度设计需求,该机翼的力学承载性能得到了充分验证。

树脂基复合材料在直升机的应用及其制造技术

树脂基复合材料由于优异的特性在直升机结构上得到了广泛的应用,已经逐渐替代了铝合金等金属材料成为直升机结构的主要材料,为提升直升机的性能做出了巨大的贡献。本文对树脂基复合材料在直升机结构上的应用及其制造技术的发展进行了回顾,介绍了国外直升机复合材料的制造应用案例,并对未来制造技术的发展趋势进行了展望。研究表明,整体化设计及制造技术、低成本制造技术、热塑性复合材料制造技术是未来直升机复合材料发展的重点方向。

一种柱状晶辅助选晶制备镍基单晶高温合金的方法

提出了一种采用柱状晶辅助选晶的制备镍基单晶高温合金的方法。采用金相显微镜和电子背散射衍射(EBSD)等方法表征了单晶制备过程中显微组织及晶体取向。结果表明:柱状晶部分熔化,柱状晶边缘回熔界面附近形成大量杂晶,但只有<001>方向偏离定向凝固方向较小的晶粒能够长大。采用柱状晶选晶的方法能够在螺旋选晶器出口处获得<001>方向偏离定向凝固方向小于8°的单晶铸件。

直升机尾梁蜂窝夹层结构四点弯曲试验

对民用直升机尾梁蜂窝夹层结构进行了弯曲加载试验,应用四点弯曲的加载方式分析考核区的纯弯曲性能。设计了一种试验件的加强方式以防止加载区提前发生破坏,并对某型直升机尾梁封边框处使用不同胶膜的蜂窝夹层结构进行切割和修理来制备试验件,通过试验对直升机尾梁蜂窝区的界面连接强度与45°封边框处使用不同胶膜的相关性进行了分析。对比分析结果表明,封边框使用膨胀胶膜降低了蜂窝区夹层结构的弯曲性能,其中在内面板加载,弯曲破坏值降低了4.68%;反面加载,弯曲破坏值降低了3.27%。试验结果表明,无损检测未发现脱粘的蜂窝区,面板与芯子存在弱连接。

浅谈由散热风扇引起多普勒雷达失锁的分析与总结

直升机在地面及近地面时,多普勒雷达(以下简称雷达)失锁,在飞行时,雷达锁定,工作正常。该问题是由载机散热风扇工作引起的雷达失锁。通过对该起故障的排查、分析以及解决,为以后迅速排除同类故障积累了经验,提供了帮助。

冲击作用下PE板形变与耗能间的关联研究

超高分子量聚乙烯(PE)层合板因其优异的抗冲击性能在轻质复合装甲的应用中得到了青睐。着重研究了PE薄板的损伤机制与其吸收能量之间的关系,通过用直径6 mm的钢球对厚度为1 mm PE板的冲击侵彻试验发现,随着冲击速度的持续增加,PE板吸收的子弹动能先增大,再趋于稳定,随后开始下降;并且随着冲击速度的增加,PE板的变形先增大后减小直至几乎不发生凸起变形。PE板发生侵彻时主要出现的损伤机制包括纤维拉伸断裂穿孔、基体开裂及PE板的凸起变形。

温锻对2A12铝合金锻件组织和性能的影响

通过OM、SEM、EBSD和室温力学性能检测手段,对热锻、温锻、T6热处理后的2A12铝合金锻件的组织和性能进行了观察和分析。研究结果表明:温锻时的畸变能大,提高了T6热处理态2A12铝合金锻件的再结晶程度,心部高向的断裂方式由脆性断裂转变为"脆性+穿晶韧窝"混合型断裂,心部高向伸长率得到大幅度提高,且波动性减小。在20%变形量下温锻时,心部高向伸长率最优,提高幅度为29.2%。在相同变形量下温锻时,纤维状挤压晶粒以(110)和(100)为主,小角度晶界更多,晶界界面能低,再结晶所需的驱动力更大,纤维状挤压晶粒更难发生再结晶。在10%变形量下温锻时,挤压纤维状晶粒发生少量再结晶,在20%~30%变形量下温锻时,纤维状挤压晶粒发生完全再结晶,组织更加均匀,各向异性变小,不同位置的力学性能波动性减小。