大型结冰风洞云雾场适航应用符合性验证

结冰风洞云雾场符合性是大型结冰风洞适航应用的基础。为验证3 m×2 m结冰风洞云雾场符合性，发展了基于SAE ARP5905的结冰风洞云雾场符合性验证方法，针对主试验段构型，开展了结冰云雾场符合性验证试验，获得了试验段内液滴尺寸和液态水含量拟合关系，考察了喷嘴水压、液滴尺寸、试验段气流速度和喷嘴数量对试验段液态水含量的影响，形成了主试验段结冰云雾控制包线。结果表明：主试验段内液滴尺寸分布具有显著的单峰分布特征，体积中值直径（MVD）模拟范围近似在10~75 μm之间；试验段中心处液态水含量随着喷嘴水压和MVD的增大而增大，同时近似与试验段气流速度成反比，与喷嘴数量成正比；增大喷嘴水压和喷嘴数量会提高试验段内云雾液态水含量空间均匀性，但是增大气流速度却会减弱试验段内云雾空间均匀性；3 m×2 m结冰风洞主试验段结冰云雾控制包线可以覆盖大部分适航条例25部附录C结冰气象条件，但对低液态水含量结冰条件的模拟仍存在局限。     

大型结冰风洞气流场适航符合性验证

大型结冰风洞气流场适航符合性是大型结冰风洞适航应用的先决条件。为验证3 m×2 m结冰风洞气流场适航符合性,首先建立了结冰风洞气流场适航符合性验证方法,然后针对主试验段构型,开展了气流场适航符合性验证试验,考察了试验段气流速度和喷嘴干空气射流对流场特征参数(气流速度、气流偏角和气流湍流度)的影响,最后评估了试验段内气流场品质,获得了结冰风洞气流场控制包线。结果表明:喷雾耙结构会影响试验段内气流速度和气流偏角空间分布形态,进而导致了非均匀峰值区的形成;增大试验段气流速度会改善气流场品质,但喷嘴干空气射流会显著恶化试验段气流速度低于60 m/s的气流场品质;3 m×2 m结冰风洞主试验段气流场品质在主要试验速度范围内均满足适航审定要求。     

复杂气象条件下考虑结冰风险的无人机飞行策略

为解决无人机在复杂气象条件下易受结冰影响而威胁其飞行安全的问题，提出了一种考虑结冰风险的无人机航迹规划方法。首先，构建基于中尺度WRF (Weather Research and Forecasting)模式的结冰气象预测模型，通过最佳参数化方案组合的结冰气象模拟获得模拟时段内海南乐东地区的温度、压力、液态水含量（LWC）空间分布及时序变化。其次，构建基于代理模型的水滴收集质量快速预测方法。在获取美国联邦航空条例（FAR）25部附录C中连续最大结冰条件下40个采样点处水滴收集质量分布的基础上，利用本征正交分解（POD）降阶模型和Kriging插值算法，建立温度、压力、LWC、平均有效水滴直径（MVD）等结冰气象参数与水滴收集质量之间的代理模型，可快速预测出目标区域内水滴收集质量的空间分布与时序变化。最后，根据飞机结冰强度划分等级，以不同结冰强度下水滴收集质量阈值为结冰安全约束，利用基于粒子群优化（PSO）的结冰容限航迹规划方法进行考虑结冰风险的无人机飞行策略研究。研究结果表明：利用WRF模式可获得温度、压力、LWC等结冰气象参数，预测值与观测值匹配良好；基于POD降阶模型和Krigin...     

航空发动机支板热滑油防冰性能试验

在冰风洞内开展了结冰条件下涡轴发动机进气支板的热滑油防冰系统的防冰性能试验研究。试验设计加工了滑油电加热系统,采用可编程逻辑控制器（PLC）监控滑油的温度和流量。在冰风洞中采用全尺寸模型开展滑油防冰性能试验,所开展的涡轴发动机支板热滑油防冰试验参数包括：来流温度为-10,-5℃,来流速度为40 m/s,液态水含量为0.5,1.0 g/m³,过冷水滴平均体积直径为20 μm。试验开展了不同结冰气候条件下、不同滑油通道位置滑油防冰进气支板防冰效果的研究,记录了支板表面温度的变化和结冰情况。试验同时得到了支板防冰能力不足时支板表面的结冰冰型和结冰环境下发动机支板热滑油防冰的特点。     

基于H∞算法的飞机机翼结冰气动参数辨识

针对国内大型飞机结冰防护需求,开展针对大型结冰研究样机的H_∞算法参数辨识结冰探测研究。首先通过参数调节选取一组合适的H_∞算法参数,利用考虑测量噪声的结冰研究样机飞行仿真数据验证H_∞算法的辨识能力,由结果对比发现辨识算法能够跟踪飞机气动导数随结冰累积过程的变化趋势,辨识精度较高,其最大归一化平方根（RMS）误差仅为真值的11%;分析了H_∞算法对81种不同结冰累积过程的辨识能力,通过结果分析发现结冰累积时间较长且结冰速度较慢的情况辨识效果较差,结冰累积时间在100~300 s之间辨识精度较高;最后利用蒙特卡罗仿真分析了不同测量噪声大小对H_∞算法辨识精度和跟踪延时的影响,给出了3个纵向气动导数在随机误差影响下的辨识误差和跟踪延时的统计结果,发现在给定噪声标准差变化范围内,升力和俯仰力矩关于迎角的导数能够得到较为准确的辨识结果,二者的归一化平方根误差均值仅为各自真值的1.8%和4%,其预报延时均值最大仅为3 s和9.5 s。     

浅析过冷大水滴规章对防冰系统设计的影响

阐述了FAA颁布过冷大水滴规章的背景,浅析了即将新增的FAR25.1420过冷大水滴结冰条件条款,以及其对机翼防冰系统和结冰探测系统设计的影响;相比14CFR附录C结冰条件,过冷大水滴结冰条件的水滴撞击区较大,更容易在结冰防护区后部形成严重的后溜冰,应增加上表面弦向防护区的范围;基于已有的结冰探测系统,在机翼上表面容易形成后溜冰的部位,装备能够齐平安装的结冰探测器作为补充,是一种有效探测过冷大水滴结冰条件的方式;浅析了FAR25附录O过冷大水滴结冰条件的分类;给出了修订后的25.1093（b）的防冰译文。     

不同热处理工艺对选区激光熔化TC4动载性能及各向异性的影响

选区激光熔化成形的TC4合金断裂韧性较差,低周疲劳性能较低,各向异性明显。采用循环退火(700～950℃)和固溶时效相结合的方法对TC4成形件进行热处理,利用光学显微镜、扫描电子显微镜、低周疲劳试验机等手段研究热处理对SLM TC4成形件显微组织和力学性能的影响。研究表明,SLM TC4微观组织由马氏体α′和马氏体α″组成,断裂韧性值为36.4 MPa·m^0.5,断裂韧性各向异性达25.7%;热处理后部分板条α相分解,产生等轴α相和二次α相;经过700～950℃循环5次后固溶+550℃时效后SLM TC4的断裂韧性值为96.0 MPa·m^0.5,断裂韧性的各向异性为1.4%。通过比较热处理样件和锻件低周疲劳性能得出结论,当应变幅≥0.9%时,热处理件低周疲劳性能高于锻件;当应变幅≤1%时,920℃循环退火+550℃固溶时效的低周疲劳性能高于920℃循环退火。     

民用涡轴发动机进气系统结冰试验

围绕中国民航规章CCAR-33部R2版中第33.68条款适航要求,针对涡轴发动机提出了一种满足适航要求的试验方法,包括结冰关键点分析、结冰取证试验点选定、整机结冰取证试验三部分。结合涡轴发动机工作包线,开展结冰关键点分析以选定结冰取证试验点。在结冰包线内选择了若干结冰计算点,并计算每个点的结冰位置与结冰量。计算结果显示:温度接近0 ℃且海拔高度较低的区域是涡轴发动机结冰量显著的区域。结冰试验时在-4~-1 ℃的温度区间寻找刚出现结冰的温度点与结冰量最大的温度点。试验结果显示:结冰量最大的温度点是最严酷的结冰试验点。     

镍基高温合金多孔发汗材料的制备工艺研究

针对高超声速武器发动机对耐高温金属多孔发汗冷却材料的需求,本文以镍基高温合金为研究对象,通过粉末粒度选型、成形和烧结工艺的综合调控,制备出了孔结构均匀的多孔发汗材料,并对其性能进行分析。结果表明,制备的多孔发汗材料最大孔径<21.3μm,抗拉强度> 225 MPa,孔隙率> 25%;通过原料及制备工艺的调控,可实现发汗冷却材料的渗透率在10^-13～10^-12 m²范围内的有效控制;对多孔发汗材料的拉伸数据及断口形貌进行分析与表征,并证实其断裂方式为韧性断裂。     

TA32高温钛合金超塑性能研究

采用恒应变速率法对TA32高温钛合金板材进行超塑拉伸,研究了温度920～980℃和应变速率5×10^-5～1×10^-3 s^-1条件下材料的超塑变形行为,并分析了锥形件胀形过程的变形特征和微观组织演变规律。结果表明,TA32合金具有良好的超塑性变形能力,温度920℃、应变速率1×10^-3 s^-1时最大延伸率达到864%。温度为940℃和960℃时,受平面应力变形的锥形件高度较高,分别为90 mm和92 mm;经过不同变形量的变形后微观组织变化并不显著。     

基于Cloudsat资料的四川盆地飞机积冰特征分析

飞机积冰的发生与云微物理特征密切相关,因此积冰区的云微物理特征分析对飞机的运行安全有重要的意义。利用Cloudsat资料对2016年1月12日和14日的通航飞机积冰过程进行云微物理过程识别分析。结果表明：Cloudsat卫星对积冰过程中的云有很好的识别和探测能力;由于此次飞行高度较低,飞机积冰主要发生在在层积云和积云中,水含量最大值700 mg/m³,粒子半径在75μm以上,最大值在150μm以上,发生积冰的温度在-10℃～0℃,飞机积冰情况主要是轻度和中度积冰;Cloudsat卫星能够很好地识别云的类型以及云中过冷水的含量,但未能判定对流云和卷云的情况。     

TA15钛合金局部减重中空双层结构超塑成形/扩散连接工艺

在应变速率为0.001 s^-1、0.005 s^-1、0.01 s^-1,温度为880℃、900℃、920℃、940℃的条件下对TA15钛合金进行了高温拉伸试验,材料在920℃以上、0.005 s^-1以下的延伸率可超过500%,具有优异的超塑性能。计算了TA15钛合金的本构方程及在应变速率为0.005 s^-1时,不同温度下的应变敏感性指数m值和材料常数K值。通过超塑成形/扩散连接(SPF/DB)工艺,采用有限元模拟对双层结构件的壁厚分布进行分析,并获得了气压加载压力–时间曲线。在温度为920℃时,采用预镂空面板制得了局部减重的中空双层结构件,最小壁厚为0.31 mm,采用超声波C扫描对零件的扩散面积进行分析,结果表明,焊合率高于95%。     

太阳风磁帆推进性能数值研究

利用考虑行星际磁场作用的磁流体动力学模型,建立了磁帆三维数值模拟方法,对计算方法的可靠性进行了验证,发现了线圈尾部的磁重联现象,研究了太阳风来流速度、等离子体离子数密度以及攻角对磁帆推进性能的影响。得出以下结论：不同速度、不同离子数密度的太阳风主要通过改变z方向电流的大小改变洛伦兹力,进而影响磁帆的推进性能：太阳风离子数密度恒定时,随着来流速度由30 km/s逐渐增大至75 km/s,z方向电流最大值由4 205 A/m²增至14 709 A/m²,磁帆所受推力由3.39 N增至13.40 N;太阳风来流速度恒定时,随着离子数密度由1.8×10¹⁹ m^-3增大至4.5×10¹⁹ m^-3,z方向电流最大值由6 039 A/m²增至10 585 A/m²,磁帆所受推力由6.62 N增至12.27 N。磁帆攻角变化,主要通过磁场构型的变化影响磁帆推进性能：攻角为0°和90°时的磁层半径分别为0.14 m和0.18 m,...     

新型Al-Zn-Mg-Cu合金双级时效制度研究

采用硬度法测定了一种新型Al-Zn-Mg-Cu合金挤压带板的GP区临界形核温度TV（GP区在此温度下形核不依靠空位浓度）和TC（GP区在此温度以上不能形核）。他们的温度区间分别为130～140℃和170～180℃。依据实验结果确定了合金的一级时效温度为120℃,二级时效温度为165℃。合金在120℃/4h+165℃/8h制度下热处理后,L向的抗拉强度、屈服强度、伸长率、断裂韧度和电导率分别为617MPa,590MPa,13.5%,41.6MPa m^1/2和39.1%IACS,是一种综合性能优良的双级时效600MPa级铝合金。     

固体火箭发动机装药粘接界面Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型反演研究

针对以人工试算的方式获取粘接界面所采用的张开型-剪切型(Ⅰ-Ⅱ)混合型内聚力模型存在精度低且工作量大等问题，采用分步反演与Hooke-Jeeves优化算法相结合的识别方法，基于矩形粘接试件多角度拉伸载荷-位移实测数据，对装药粘接界面所采用的Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型开展反演研究。反演结果表明：拉伸速率为5mm/min时，界面刚度、最大名义应变、临界断裂能的法向值分别为0.17MPa,3.85,6.14kJ/m²，切向值分别为0.09MPa,1.66,2.66kJ/m²;0°，22.5°，45°拉伸的仿真与实测载荷-位移曲线的相对误差分别为7.2%,5.1%,5.2%；基于反演获取的Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型的界面损伤系数分布图定量分析粘接界面的破坏情况，与实验结果吻合良好。以上均表明所采用的反演方法可有效修正粘接界面Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型的相关参数。     

可搬运高精度原子干涉陀螺仪

冷原子干涉陀螺仪具有灵敏度高和长期稳定性好等特点,将在长航时高精度惯性导航等领域具有重要的应用前景。介绍了一种可搬运的高精度冷原子陀螺仪,初步实现了物理系统与光学系统的集成,体积分别为0.24m³和0.04m³,整机测试的角随机游走系数为5.3×10^-4(°)/h^1/2,零偏稳定性达到了2.0×10^-4(°)/h@23000s。通过对装置整体优化后,实现了从武汉到北京长达1250km的搬运,在长距离运输后陀螺仪具有良好的稳定性。在北京比测结果中,角随机游走系数为3.1×10^-4(°)/h^1/2,零偏稳定性为3.6×10^-4(°)/h@2000s。     

超高强度不锈钢热变形行为及加工图

采用Thermecmaster-Z热模拟试验机对10Cr13Co13Mo5Ni3W1VE (S280)超高强度不锈钢进行变形温度800～1150℃、应变速率0.001～10 s^-1、压下率70%条件下的等温恒应变速率压缩实验,分析其热变形行为,并构建基于Murty失稳准则的加工图。结果表明：S280超高强度不锈钢的流变应力对变形温度和应变速率较为敏感,随应变速率增加和变形温度降低,流变应力显著升高。通过加工图分析和变形微观组织观察,S280超高强度不锈钢的失稳变形工艺窗口为800～1040℃、0.06～10 s^-1,对应的塑性变形机制主要为局部流动;较佳的变形工艺窗口为1095～1150℃、0.001～0.04 s^-1;最佳变形工艺参数在1125℃、0.001 s^-1附近,对应的塑性变形机制主要为动态再结晶。     

样本量为2的极小样本相容性检验方法

在航空航天领域由于成本、时间周期等原因进行疲劳寿命及可靠性评估时样本量通常极少（m=1或2）,利用相容性检验方法可对样本量进行扩充。常规的Wilcoxon秩和检验和K-S（Kolmogorov-Smirnov）检验适用于小样本情形,而极小样本相容性检验方面研究较少,且缺乏对方法合理性的详细说明和对不同方法检验功效优劣的比较。航空航天产品疲劳寿命多服从正态分布,因此本文主要以正态分布作为研究对象。利用Monte Carlo仿真发现从某一正态分布N（μ,σ²）中随机抽取两个样本x₁、x₂计算均值μ₁和标准差σ₁后构建新正态分布N（μ₁,σ₁²）,其±σ₁、±2σ₁和±3σ₁范围内的点落在原正态分布N（μ,σ²）±3σ范围内的概率依次为99.80%、98.13%和97.37%。在此基础上针对现场试验数据样本量为2的情况,本文提出利用3σ原则对先验信息数据进行相容性检验从而扩充样本量的方法。将该方法与两种文献方法对比后发现其误差率明显更低并呈现出检验性能随先验数据增加而不断提高的优势。     

酚醛树脂基纳米多孔材料的制备及结构调控

酚醛树脂基纳米多孔材料（Phenolic Resin-based Nanoporous Materials,PNM）是满足新一代航天飞行器轻质、高效隔热需求的新型热防护材料,传统制备方法中需使用超临界干燥技术,制备周期长、成本高。本研究通过两步法,即先合成线性酚醛树脂,再进行溶胶-凝胶的方法,实现了常压干燥PNM的制备。系统研究了固化剂含量、固化温度和固化时间对材料结构的影响和调控作用,分析了影响材料收缩率和热稳定性的因素。结果表明,PNM的微观纳米结构的变化会影响材料干燥后的收缩率,制备大颗粒、大孔径的微观结构更有利于降低材料的收缩率。而PNM的热稳定性主要受交联反应过程形成的化学结构的影响,通过优化固化剂的含量可提高PNM的热稳定性。当固化剂含量为10%,固化温度提高至150℃,固化时间延长至48 h的条件下,获得的PNM有最高的热稳定性（900℃下的残碳率为54.2%）、最发达的孔结构（比表面积为264.0 m²/g、孔容为2.67 cm³/g、平均孔径为40.0 nm）和最小的收缩率（0%）。此PNM制备方法简单、性能优异,在未来航天飞行器上有广阔的应用前景。     

SPS原位制备Ti(C,N)/TC4复合材料的组织和性能研究

采用放电等离子烧结技术,以石墨相氮化碳(g–C₃N₄)为氮源和碳源,原位制备了Ti(C,N)/TC4复合材料。通过改变g–C₃N₄添加量,制备出不同Ti(C,N)含量的复合材料,并对其微观结构、硬度和摩擦性能进行了重点研究。结果表明,原位制备出的Ti(C,N)呈颗粒状,整体呈网格状分布,且与基体界面结合良好。随着g–C₃N₄添加量的增加,复合材料硬度不断提升,耐磨性能先提升后降低。综合评估硬度与摩擦性能,添加质量分数为5%的g–C₃N₄时所制备的复合材料具有较高的硬度和优秀的耐磨性能,硬度为627.68HV,与纯TC4钛合金烧结试样相比提升了44.4%,摩擦系数与磨损量分别为0.2608与0.056 mm³,相较于纯TC4烧结试样性能分别提升了29.3%与61.6%。