提高铸铝合金洁净度的理论及工艺研究

从机理上对浮游精炼法进行了理论分析,认为增加熔剂量可以提高除气效果,但过量的熔剂又可能会给铝液带来二次反应夹杂;[H]含量达到平衡浓度前,增加除气时间可以提高除气效果;随着静置时间的延长,[H]含量有一个先减少后增大的趋势。采用旋转吹气一熔剂法净化铝液,以净化后铝液的[H]含量为考察目标,按照均匀理论设计了净化参数的多因子实验。对实验结果进行逐步回归和线性回归分析,确定了旋转吹气一熔剂法工艺规范：精炼剂加入量0．2％;除气时间10min;静置时间15min。     

液气动量比对内混式直流气液喷嘴雾化特性影响

为探究液气动量比对内混式直流气液喷嘴雾化特性的影响,采用基于Gerris的VOF方法和自适应加密算法,对不同液气动量比下的两液相孔内混式直流气液喷嘴雾化过程进行数值计算。结果表明:Gerris可以清晰地捕捉到射流柱从变形、弯曲到雾化为液滴的全过程细节特征,雾化过程图像与实验拍摄的基本吻合,获得液滴空间分布,计算得到的全场液滴SMD为50～60μm。当液气动量比较小时,内混式直流气液喷嘴的射流不发生相撞,雾化机制为气动破碎。随着液气动量比的增加,两股射流破碎长度和穿透深度均增大,射流发生相撞,雾化机制为气动破碎和撞击破碎。     

基于直觉模糊推理的起落航线飞行安全评估

为了解决军航起落航线的飞行安全评估问题,提出一种基于直觉模糊推理的起落航线飞行安全评估方法。首先,对起落航线的飞行特点进行介绍,选取评估指标。接着,利用指挥员经验和模糊推理工具建立推理规则,设计推理模型。最后,通过实例验证和对比分析验证该方法的合理性和有效性,可为指挥员的飞行指挥调配决策提供依据。     

圆角横槽结构对气膜冷却效率影响的实验研究

为了研究圆角横槽结构对气膜冷却效率的影响,选取槽深、槽宽、圆角半径、吹风比四个影响因素进行正交实验,采用压力敏感漆测试技术对圆孔冷却结构和圆角横槽结构的气膜冷却效率进行测试。结果表明：在低吹风(BR=0.5)、中吹风(BR=1)比、高吹风(BR=1.5)比下,除Case3外,圆角横槽的面平均气膜冷却效率均高于单一圆孔。圆角横槽的面平均气膜冷却效率相对于圆孔冷却结构最高可以提高127％,Case1-Case9中,优化组合的结构参数为：槽宽2.4D,槽深0.6D,圆角半径0.9D,优化组合面平均气膜冷却效率相对于气膜冷却效率最低的Case8可以提高177％。在槽宽、圆角半径、槽深、吹风比四个影响因素中,吹风比对圆角槽气膜冷却效率影响程度最大,其次分别是槽深、槽宽、圆角半径。     

夹气喷嘴瞬态喷雾的CFD仿真及试验

通过CFD仿真和试验的方法研究了夹气喷嘴的瞬态喷雾特性并验证了喷雾仿真模型的准确性.利用Fluent软件在不同环境背压和不同喷气压力的条件下进行了瞬态喷雾的CFD仿真计算,同时利用高速摄影机拍摄定容弹内部的喷雾形态,以及通过激光粒径测试仪对大气环境下的喷雾进行燃油液滴SMD的测量.结果表明:喷嘴出口处高速流出的压缩气体与燃油发生强烈的耦合,并于下游处产生强烈的涡环结构;试验中环境背压减少0.2MPa时所增加的平均贯穿速率是喷气压力增加0.2MPa时的3.62倍;喷雾平均贯穿速率的试验结果与仿真结果的平均误差为9.94%;试验得到的喷嘴外围的喷雾平均索特直径与仿真平均索特直径的平均误差为4.33%.      

基于RBF网络的导弹滑模动态逆控制律设计

讨论了一种基于径向基函数(RBF,Radial Basic Function)神经网络的导弹滑模动态逆控制律.导弹的基本控制律采用动态逆方法设计,对慢回路设计神经网络滑模控制器以补偿整个控制系统的不确定性.即用RBF神经网络逼近导弹慢模态不确定性的数学模型,并将逼近误差引入到网络权值的调节律以改善系统的动态性能;滑模控制器用于减弱模型不确定性及神经网络的逼近误差对跟踪的影响.所设计的控制器不仅保证了闭环系统的稳定性,而且使模型不确定性及神经网络的逼近误差对跟踪的影响减小到给定的性能指标.最后通过仿真分析,验证了该方法的有效性.      

高超声速飞行器热流密度/分层温度/碳化层研究

受试验设备能力限制,地面风洞无法完全模拟高超声速飞行器临近空间热环境。文章采用在飞行器表面开孔安装长时耐高温热流传感器直接测量热流密度的方法,国内首次获得Ma12以上高超声速飞行器表面热流密度时变数据和边界层转捩特征。实测热流值与理论预示值规律相同,两者偏差小于20%。针对树脂基材料导热微分方程中虽考虑了热解吸热项,但未考虑导热系数随温度变化情况,采用在树脂基材料导热微分方程中加入物性参数随温度变化项的方法,计算了飞行器热防护结构内部分层温度和碳化层厚度,并与实测结果进行了比较,不考虑树脂热解特性和材料物性参数随温度变化,理论值高于实测值,最大偏差275~320℃;考虑热解特性和物性参数随温度变化情况,计算值与实测值最大偏差小于70℃。     

TiC含量对激光熔覆制备TiC/Ti基复合涂层组织与性能的影响

为提高钛合金的耐蚀性能和承载性能,采用半导体激光器在钛合金表面制备冶金质量良好的TiC/Ti基复合涂层,研究Ni包TiC+TC4混合粉末中TiC含量对TiC/Ti基复合层组织及性能的影响。使用扫描电子显微镜(SEM)和X射线衍射(XRD)对熔覆层进行组织形貌、物相表征,并对熔覆层的显微硬度、耐蚀性能及承载性能进行研究。结果表明:熔覆层物相主要由TiC,TiC0.95,NiTi_2,α'-Ti组成;熔覆层整体硬度波动较大,硬质相硬度为1000~1500HV,热影响区硬度约为437HV;Ni包TiC≤60%(质量分数,下同)时,熔覆层耐蚀性随着TiC质量分数的增加而增强,60%TiC时的耐蚀性能最优;Ni包TiC≤50%时,熔覆层承载性能随TiC质量分数的增加而提高,50%TiC时承载性能最优。     

机轮溅水特性及对进气道吸水的影响

当飞机在积水跑道上起飞着陆滑跑时,由于起落架机轮溅水引起的进气道吸水问题是非常复杂的。提出了分析机轮溅水轨迹形态及对进气道影响的两种方法:类比法和数值模拟法。以机轮溅水的典型初始参数为输入,运用上述两种方法,对某国产运输机A的进气道吸水特性进行分析,为其适航符合性提供依据。分析结果表明:该飞机在研究范围内的各个典型溅水初始参数条件下,进气道均处于起落架机轮的溅水覆盖区域以外,符合适航条例相关要求;数值模拟结果给出了典型参数下机轮溅水被内侧短舱进气道吸入的临界条件:侧向溅水初始速度达到69m/s以上,同时垂向溅水初始速度至少达到40m/s以上。     

直升机回避区曲线的试验研究

主要阐述直升机回避区曲线的试验确定方法，分析了影响回避区曲线的各种因素，导出了回避区曲线与直升机的自转性能，总距操纵应和着陆装置承受能力等参数的关系。该方法经飞行试验证明是切实可行的，可用于各种直升机的飞行试验，解决了新机试飞中的难题。