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CeTePox® AM XP 152 A/AM 5597/AM XP 332 C
CeTePox ® AM XP 152 A、AM 5597、AM XP 332 C 是一种无溶剂环氧预浸料系统，通常在 100 - 130 °C 的温度下固化。由此产生的预浸料具有良好的悬垂性、可控的粘性和流动性，以及在室温下至少 1 个月的更长保质期。由于具有出色的热性能和机械性能，该系统适用于生产需要改进抗疲劳性的结构部件。由于优化了纤维基质粘合性，该系统即使在热应力和热湿应力下也能提供出色的剥离强度和层间剪切强度。建议将树脂加热至 50 - 60 °C 并添加 AM 5597，然后彻底均质混合物。AM XP 332 C 应在使用前作为最少组分添加。混合物的温度不得超过 50 °C，并应仔细控制以防止放热反应。特性 单位 AM XP 152 A AM 5597 AM XP 332 C 典型数据 粘度@20°C Pas - 80-120 100-200 粘度@80°C Pas 1-5 - - EEW（固体）g/当量 260-280 - - 混合比例 重量份数 pbw 100 15 5 反应性 凝胶时间@130°C 分钟 5,5 +/- 1 预浸料保质期* 月 2（*典型值取决于干燥条件） 混合粘度取决于温度
开发创新立方体卫星平台以实现量产
摘要：随着立方体卫星执行复杂和先进任务的能力不断提高，它们正被考虑用于诸如星座之类的任务，这些任务需要很高的开发效率。从卫星接口的角度来看，通过实施灵活的模块化结构平台，可以最大限度地提高生产率，从而在集成和测试阶段轻松实现可重构性。因此，立方体卫星的结构设计在促进卫星集成过程中起着至关重要的作用。在大多数情况下，在主负载支撑结构和内部卫星子组件之间实施的机械接口通过增加或减少复杂性来影响卫星集成的速度和效率。大多数立方体卫星结构设计使用堆叠技术，使用堆叠杆/螺钉将 PCB 安装到主结构上。因此，内部子系统是相互连接的。观察到这种传统的接口方法增加了结构部件的数量，同时增加了集成过程中的复杂性。在这项研究中，基于插槽概念开发了灵活的 3U 和 1U 立方体卫星平台。这种创新的安装设计提供了一种将 PCB 安装到插槽中的简单方法。评估并验证了该概念在批量生产应用中的可行性。进行了计数和复杂性分析，以评估所提出的设计与传统类型的结构接口方法。评估表明，这一新概念显著提高了批量生产过程的效率。
用于动态分析的等几何混合壳
摘要 飞机水平稳定器容易因气流与机翼分离以及随后尾流对稳定器结构的冲击而发生疲劳损坏，这被称为抖振事件。在本研究中，先前开发的等几何混合壳方法在动态分析环境中重新表述，以使用不同的俯仰角模拟飞机起飞。提出的 Kirchhoff-Love (KL) 和连续壳混合允许使用连续壳对飞机水平稳定器的关键结构部件进行建模，以获得高保真度的 3D 应力，而使用计算效率高的 KL 薄壳对不太重要的部件进行建模。施加的气动载荷是由混合浸入几何和边界拟合的计算流体动力学 (CFD) 分析生成的，以准确记录稳定器外表面上的动态激励。具体来说，为了节省计算量，除了机翼和稳定器之外的整个飞机都浸入基于浸入几何分析 (IMGA) 概念的非边界拟合流体域中，而围绕飞机机翼和稳定器的网格是边界拟合的，以准确计算稳定器上的气动载荷。然后将获得的载荷时间变化应用于水平稳定器的动态混合壳分析，并评估高保真应力响应以进行后续疲劳评估。然后进行简单的频域疲劳分析，以评估稳定器的抖振引起的疲劳损伤。代表性水平稳定器的稳态和动态非线性混合壳分析结果证明了所提方法的数值精度和计算效率。
用于动态分析的等几何混合壳
摘要 飞机水平稳定器容易因气流与机翼分离以及随后其尾流对稳定器结构的冲击而发生疲劳损坏，这被称为抖振事件。在本文中，之前开发的等几何混合壳方法在动态分析设置中被重新制定，以模拟使用不同俯仰角的飞机起飞。所提出的 Kirchhoff-Love (KL) 和连续壳混合允许使用连续壳对飞机水平稳定器的关键结构部件进行建模，以获得高精度 3D 应力，而使用计算效率高的 KL 薄壳对不太重要的部件进行建模。施加的气动载荷由混合浸入几何和边界拟合的计算流体动力学 (CFD) 分析生成，以准确记录稳定器外表面的动态激励。具体来说，为了节省计算量，除了机翼和稳定器之外的整个飞机都浸入基于浸入几何分析 (IMGA) 概念的非边界拟合流体域中，而围绕飞机机翼和稳定器的网格则采用边界拟合，以准确计算稳定器上的气动载荷。然后将获得的载荷时间变化应用于水平稳定器的动态混合壳分析，并评估高保真应力响应以进行后续疲劳评估。然后进行简单的频域疲劳分析，以评估稳定器的抖振引起的疲劳损伤。代表性水平稳定器的稳态和动态非线性混合壳分析结果证明了所提方法的数值精度和计算效率。
瞬态热流分析的电模拟方法
人们经常要求使用建筑结构部件的耐火性能来预测或估计未经测试的结构的耐火性能。在某些情况下，有用的估计可能基于可用的数据。然而，在大多数情况下，最终结果气候的质量在很大程度上取决于评估人员对问题的经验和感觉。为了帮助更准确地做出此类估计，该局设计并建造了一个电子设备，用于进行必要的计算。对建筑物的各个部分进行了耐火测试，以确定建筑物在火灾影响下的适用性。虽然机械行为可能经常限制该结构在这方面的实用性，但通常情况下，热传输是决定其耐火能力的关键因素。此类测试 [1] 1 中使用的装置要求在炉内封闭结构中应用与标准火灾暴露相对应的时变温度函数。该程序还允许通过辐射和对流从样品未暴露部分发生热损失。这些条件使得使用分析方法解决传热方程变得不切实际。因此，使用一些高速近似方法来计算暴露于火中的结构的热行为似乎是可取的。人们考虑使用数字和传统模拟计算机，并取得了一定程度的成功，近似地解决了这些问题。然而，似乎使用热电路和电路之间的直接类比可能会在解决问题时提供更大的灵活性，并简化“编码”。该设备的构造与 Lawson & McGuire [2] 开发的设备有些相似。这直接利用了电气和热电路之间的类比，而不需要大量组装电子机械操作器或单元
飞机机翼设计与有限元分析 - ijrpr
机翼是飞机（吸气式发动机）的主要结构部件，用于在飞行过程中产生升力。发动机启动时，空气通过进气口吸入压缩机，增加压缩机出口的压力比。然后空气和燃料在燃烧室内混合并燃烧。当高压高温气体通过喷嘴加速时，会产生推力，推动飞机向前运动。由于这种向前运动，空气流过具有空气动力学形状的机翼。由于机翼的空气动力学形状以及伯努利原理，机翼底部的流速较小，机翼顶部的流速较高。由于这种压力差，在机翼的顶部和底部表面之间产生了升力。机翼必须具有较高的强度重量比和较高的疲劳寿命，因为它在飞行过程中要承受交替重复的载荷。固定翼飞机是一种能够使用机翼飞行的飞机，例如航空飞机，机翼由飞行器的前进空速和机翼形状产生升力。固定翼飞机不同于旋翼飞机 [1]，旋翼飞机的机翼形成一个安装在旋转轴上的转子，机翼以类似于鸟的方式拍打。滑翔机固定翼飞机，包括各种自由飞行的滑翔机和系留风筝，可以利用流动的空气来获得高度。从发动机获得前推力的动力固定翼飞机（航空飞机）包括动力滑翔机、动力悬挂式滑翔机和一些地效飞行器。固定翼飞机的机翼不一定是刚性的；风筝、悬挂式滑翔机、可变后掠翼飞机和使用机翼扭曲的飞机都是固定翼飞机。大多数固定翼飞机由机上的飞行员驾驶，但有些设计为远程或计算机控制。机翼 固定翼飞机的机翼是延伸到飞机两侧的静态平面。当飞机向前飞行 [5] 时，空气流过机翼，机翼的形状可以产生升力。
11 – 用于航空航天应用的自修复复合材料
由于金属合金重量轻、机械性能高，复合材料正在航空航天、汽车、船舶和建筑部件等多种先进应用中取代金属合金。因此，开发抗损伤和耐用的复合材料是必要的。当然，纤维基体脱粘、基体微裂纹和冲击损伤是复合材料应用中经常遇到的主要失效模式。此外，复合材料的部署和维护对机翼和尾翼等关键结构部件构成了挑战。因此，先进的材料和方法对于解决这些问题至关重要。使用复合材料的自修复技术似乎很有前景，因为它旨在修复或修复结构中的断裂和损伤起始和/或扩展。自修复复合材料可防止失效并延长关键结构的使用寿命。由于这些材料可以触发几乎自动修复，因此结构的维护可以大大简化，其中一些不需要任何外部干预即可启动修复过程。自修复复合材料能够在损坏开始时自动修复。早期的修复能力发展概念依赖于模仿树木和动物等生物体，这激发了开发自修复材料的研究。过去几十年来，人们一直在研究自修复材料和复合材料，特别是由自修复环氧树脂的发展推动（White 等人，2002 年）。自修复机制可分为两种类型，外在修复和内在修复。外在愈合基于使用愈合剂作为附加添加剂，而内在愈合涉及材料结构中的可逆分子键（超分子化学）。此外，还可以根据愈合方法进行分类，无论是自主愈合还是非自主愈合（即有或没有外部刺激）。开发自修复复合材料的一些众所周知的方法是包含微胶囊、中空纤维或含有愈合剂的血管网络（Blaiszik 等人，2008 年）。自修复也可以通过热激活，使用可逆相互作用或溶解的热塑性聚合物。形状记忆效应也已用于展示自修复特性。
第 507 架 KC-135R 运输机运抵加州
空军预备队从 KC-135E 加油机改装为较新的“R”型加油机将减少噪音污染、提高燃油卸载能力、提高有效载荷能力并延长飞行距离。March 于 7 月 1 日从第 507 联队接收了第一架 KC-135R。第二架来自 Tinker 的加油机将于 9 月 1 日抵达。第 507 联队承担着两大任务：一架配备在部队中的 KC-135 加油机，另一架配备在附属部队中的 E-3A 哨兵飞机，该联队将把这架飞机永久转交给 March。这架飞机由第 507 联队指挥官马丁·M·马齐克上校驾驶，并附有超大象征性“钥匙”，将呈交给第 452 空中交通管理司令部指挥官。第 507 联队将保留八架 KC-135R 飞机。加油机的转移将使马奇的预备役机组人员有机会使用 KC-135R 进行训练，因为他们的 KC 135E 改装了 R 型发动机和相关设备。马奇的八架 KC-135E 计划在 1998 年 11 月之前进行改造。第一架将于 8 月 12 日更换发动机。马奇的另外两架 KC135E 将转交给其他单位。当发动机更换和飞机转移完成后，第 452 空中机动联队将拥有 10 架 KC-135R 机队。堪萨斯州威奇托的波音公司设施与麦康奈尔空军基地共用一个联合机场，将安装新发动机、结构部件和新电气设备，包括机载辅助动力装置。马奇的六架 KC-13SE 计划
1 起落架阻力支柱重新设计 Dan Clarke 部门...
柯林斯航空航天公司一直在为国防部设计未来军用飞机的起落架。该项目和报告重点关注前起落架阻力支架组件的设计、分析和重新设计。起落架被视为飞机上的主要结构部件之一。虽然起落架可能只占飞机总重量的一小部分，但它承受着巨大的负荷，并且在起飞、降落和地面操作期间必须承受高应力。起落架可能承受拉伸、压缩、扭转、剪切和弯曲。在起落架的设计过程中，必须考虑和分析所有这些因素。起落架设计极具迭代性，正如本报告所示，在最终设计投入制造之前，需要对单个组件以及整个组件进行多次修改。阻力支架对于组件来说至关重要，这绝对适用于起落架。本报告将介绍设计和重新设计阻力支架组件所需的步骤，重点介绍主要部件，例如上部和下部阻力支架、拨动杆、连杆和主轴销。还重点讨论了这些部件的实际结构分析，因为这可能是设计阶段最关键的方面。利用 FEA 分析部件以应用它们在操作过程中将看到的实际负载。FEA 结果可帮助应力分析师发现高应力位置以及弯曲和挠度水平。基于这些结果，可以进行有效的重新设计。请注意，由于这是一个军事计划，因此必须省略所有专有/技术数据才能使用。这意味着无法显示太多实际负载、尺寸或计算。这也包括 CAD 模型中的任何识别特征。因此，所有 CAD 模型都将被简化。已提供尽可能多的细节来展示可靠的设计概念和流程，而不会侵犯柯林斯航空航天技术数据政策。致谢：我要感谢柯林斯航空航天公司允许我将我的工作成果用于我的高级设计项目。我还要感谢我的同事和导师对这个项目的帮助以及我从他们那里获得的所有工程知识。Paul Wang 是我在柯林斯工作期间最优秀的导师。我从他那里学到的所有应对压力的技术技能将贯穿我整个职业生涯。
2024 年 1 月 24 日星期三 S. Mohadeseh Taheri-Mousavi
极端环境下下一代增材制造结构合金的机器学习 摘要 金属的性能和可加工性决定了汽车、飞机和建筑物中结构部件的设计和性能。增材制造 (AM) 的出现具有新的加工条件，并且有可能在体素尺寸分辨率下定制合金成分和微观结构，为合金设计开辟了新途径，以实现前所未有的性能。然而，要充分利用所有这些优势，需要转变设计理念并开发针对 AM 量身定制的新数值工具。在本次演讲中，我将介绍如何利用 AM 中的快速凝固和局部熔化，并结合 ICME 技术和机器学习 (ML) 工具，设计出一种创纪录的高强度、耐高温蠕变可打印铝合金，其性能优于传统加工的替代品。我将展示所提出的混合框架如何为发现下一代结构金属材料提供新的视角，从而显著改变从航空航天、建筑、基础设施、汽车和能源部门到微电子设备和生物医学植入物的工业应用。个人简介 S. Mohadeseh Taheri-Mousavi 于 2022 年 9 月加入卡内基梅隆大学担任助理教授，此前她曾在麻省理工学院机械工程系和材料科学与工程系联合担任博士后研究员。在此之前，她是布朗大学的博士后研究员。她在瑞士洛桑联邦理工学院获得博士学位，在伊朗沙里夫理工大学获得理学学士和理学硕士学位。她在布朗大学和麻省理工学院进行博士后研究期间获得了瑞士国家科学基金会早期和高级奖学金。 Taheri-Mousavi 小组结合机器学习技术开发了新型多尺度数值和分析框架，以发现由各种制造技术（尤其是增材制造）和在极端环境条件下生产的下一代结构合金。我们的材料信息学框架还可以指导实验以高效和智能的方式进行。