3．5％NaCl溶液和取向对铝合金2124T851疲劳裂纹扩展特性的影响

 针对某型号飞机结构损伤容限设计的要求,对高强铝合金２１２４Ｔ８５１进行了不同环境与取向对疲劳裂纹扩展特性影响的试验研究。结果表明,３．５％ＮａＣｌ溶液中的Ｃｌ加速了２１２４Ｔ８５１铝合金的疲劳裂纹扩展速率ｄａ／ｄＮ。断口电镜分析表明,分布密度较大的第二相质点使横向的ｄａ／ｄＮ高于纵向的ｄａ／ｄＮ。有效应力强度因子可以满意地表征不同取向及不同环境中的ｄａ／ｄＮ。裂纹面上的腐蚀产物较薄,对裂纹闭合的影响可以忽略不计,１～１０Ｈｚ范围内的试验频率对３．５％ＮａＣｌ溶液中的ｄａ／ｄＮ几乎没有什么影响。     

RANDOMIZATION METHOD OF DETERMINISTIC EQUATION FOR PROBABILITY FRACTURE MECHANICS

Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｏｂｔａｉｎｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｌｉｆｅｗｉｔｈａｎｙｐｒｏｂａｂｉｌｉｔｙｏｆｓｕｒｖｉｖａｌｐ，ｔｈｅｐ－ｄａ／ｄＮ－ΔＫｃｕｒｖｅａｎｄｔｈｅγ－ｐ－ｄａ／ｄＮ－ΔＫｃｕｒｖｅａｒｅｒｅｑｕｉｒｅｄ［１～６］．Ｂｏｇｄａｎｏ...     

GH4169合金组织结构对性能的影响

ＧＨ４１６９合金经６５０℃长期时效后组织和持久性能变化不大。经６８０℃、７００℃长期时效后，合金的γ″相不断聚集长大，晶界出现γ″相贫化区，δ相由粒状、棒状转变成针状，导致合金持久性能明显降低。     

一种反映腐蚀疲劳裂纹增长的da／dN-（ΔK，f）数学模型

分析了加载频率ｆ对腐蚀疲劳裂纹增长的影响,提出了一种计及加载频率ｆ影响的腐蚀疲劳裂纹增长数学模型ｄａ／ｄＮ－（ΔＫ,ｆ）。     

钛合金的新型β热处理工艺——BRCT热处理工艺

钛合金的新型β热处理工艺克服了传统β热处理工艺往往会大幅度降低室温拉伸塑性或疲劳强度的缺点，经ＢＲＣＴ热处理的ＴＣ１１钛合金兼有高温、高强、高韧、高刚性、低密度和低ｄａ／ｄＮ的特性。     

DZ22小孔旁疲劳裂纹扩展的试验研究

研究了ＤＺ２２合金带小孔试样的疲劳裂纹扩展过程,给出了孔旁裂纹扩展速率ｄａ／ｄＮ与应力强度因子ΔＫ之间关系的试验曲线,并对断口形貌进行了分析。     

GC－4高强度钢化学短裂纹特性研究

采用恒ΔＫ法对ＧＣ－４钢在３．５％ＮａＣｌ溶液中化学短裂纹特性进行了试验研究。结果表明：恒ΔＫ时裂纹扩展的ｄａ／ｄＮ－ａ曲线存在临界裂纹尺寸ａ。当ａ＜ａ时,显示化学短裂纹效应。ａ值几乎不受加载频率、应力比和ΔＫ水平的影响;化学短裂纹特征扩展速率与长裂纹扩展速率之比是各种力学参量的弱函数。依据分析给出化学短裂纹扩展速率与裂纹尺寸之间的关系。     

高温合金GH4169／GH907异种材料的电子束焊接

对高温合金ＧＨ４１６９／ＧＨ９０７异种材料的电子束焊接进行了研究，探讨了一定厚度范围内的ＧＨ４１６９和ＧＨ９０７电子束焊接的差异和焊接工艺参数，并对焊接缺陷及热处理对焊缝某些性能的影响进行了研究。     

加工表面粗糙度及其对GH4169高温合金疲劳寿命的影响

借助扫描电子显微镜观察和分析了用刚玉砂轮磨削ＧＨ４１６９高温合金的磨削表面形貌。通过试验，研究了ＧＨ４１６９高温合金表面粗糙度与加工参数间的关系；根据正交试验建立了磨削表面粗糙度的经验公式；分析了加工表面粗糙度对ＧＨ４１６９高温合金疲劳寿命的影响规律。     

δ相对GH4169合金高温持久性能的影响

研究了δ相对ＧＨ４１６９合金持久性能的影响。结果表明，δ相数量过多或过少都会对合金持久寿命产生不利影响，当δ相数量约为４．８２％时，合金持久寿命达到最大值。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。