钛表面阳极氧化处理对TA2/聚醚醚酮（PEEK）粘结性能的影响

为了改善TA2/C_f/PEEK纤维金属混杂层板中TA2/PEEK的界面粘结性能,利用NaTESi恒压阳极氧化法对TA2板进行表面改性。首先通过正交试验对阳极氧化工艺进行优化,对不同处理工艺的TA2板表面进行了XRD、SEM分析以及粗糙度的表征;其次,研究了钛板表面改性对TA2/PEEK界面结合强度及断裂韧性的影响。结合扫描电镜图进行表面粗糙度及剪切强度的极差分析,发现随着阳极氧化时间的增长,表面粗糙度减小,TA2/PEEK接头的单搭剪切强度下降。对不同工艺下单搭接头的拉伸剪切强度进行比较后,确定了利于提高TA2/PEEK界面结合强度的最优工艺为恒压10 V、在35℃下阳极氧化10 min;该种工艺处理后的钛板表面粗糙度为1.34 μm,其表面形貌为纳米颗粒,粒径尺寸为100~200 nm,在阳极氧化时间为10 min、电压为10 V时,其表面纳米颗粒分布最为均匀,该种形貌下制备的TA2/PEEK界面剪切强度达到19 MPa,失效模式为混合破坏;通过载荷-位移曲线、R曲线,对此工艺下TA2/PEEK界面I型层间断裂韧性进行了表征,发现其平均能量释放率为188.1 J/m²,相比于未经表面处理的试样增加了103.1%,阳极氧化工艺处理后的TA2/PEEK界面抗分层能力更好。     

考虑螺旋桨滑流影响的机翼气动优化设计

涡桨飞机的机翼、短舱等部件在滑流作用下周围的流场特性与无滑流状态下截然不同。所以,应该在涡桨飞机的机翼气动设计过程中考虑螺旋桨滑流的影响,从而使得机翼在真实飞行时滑流作用下表现出更好的气动特性。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的多重参考坐标系(MRF)方法对螺旋桨滑流进行高精度准定常数值模拟,通过自由变形(FFD)技术实现螺旋桨飞机机翼的参数化构建,应用径向基函数(RBF)插值的动网格技术进行网格自动生成,获得样本机翼在滑流影响下的气动数据后,建立目标函数和状态函数的Kriging代理模型,结合随机权重粒子群优化(PSO)算法、Kriging代理模型和对应的EI(Expected Improvement)函数加点准则进行加样本点以及代理模型重建,从而建立滑流影响下机翼气动优化设计系统。使用该系统对某型螺旋桨飞机进行了滑流影响下的优化设计,结果表明,优化后的构型机翼和短舱在巡航状态下减阻达3.98counts,升阻比提高了3.325%。因此,建立的考虑滑流影响下的机翼优化设计方法是可行的。     

一种卫星延时遥测分类处理和下传方法

延时遥测是掌握卫星在测控站不可观测弧段工作状态的重要手段,在深入分析卫星遥测参数特征的基础上,对卫星遥测参数按类型进行分类处理,提出了对各类延时遥测参数不同的处理、存储和下传方法;实现了下行遥测码速率受限情况下优化利用卫星存储资源和下行信道资源,使地面可准确掌握卫星在不可观测弧段的工作状态,尤其为不可观测弧段异常问题的判断和定位提供有效的遥测数据支持;实现了延时遥测数据的自主存储和下传,大大减轻了地面测控站的控制工作量.该延时遥测方法已成功应用于某卫星,取得了良好的应用效果.     

直接操作FFD技术在翼型气动优化设计中的应用

几何外形参数化技术在飞行器的气动外形优化设计以及多学科优化设计中是影响其结果和效率的重要因素之一。针对自由变形技术(FFD)无法直接操纵几何外形表面指定点位移的局限性,开展了直接操作FFD技术在翼型参数化及翼型气动优化设计中的应用研究。建立了由翼型表面控制点的位移反求各个FFD控制点位移的求解模式,有效地降低了高阶FFD控制体进行翼型参数化的参数个数,并且具备直接操纵翼型几何外形的能力,更具物理直观性。运用该技术对于跨音速翼型进行了气动减阻设计,显著减小了设计状态下翼型的阻力。     

Gamma-Theta经验转捩模型在DES中的应用

与RANS湍流模型相比,DES湍流模型的边界层外自由流部分存在LES区,该区域的涡粘性会有所降低。为了研究了这一特征对γ-Reθt转捩模型的影响,以平板实验为算例,选取基于k-w SST湍流模型的DES模型和DDES模型,检验γ-Reθt转捩模型在DES模型和DDES模型中的表现。结果表明：DES模型和DDES模型使转捩位置推迟,SST—DES模型由于对网格过度敏感而没有触发转捩,SST—DDES模型使转捩位置后移较少;DDES模型比DES模型更适合γ-Reθt转捩模型;转捩经验关系需要进行修正后才能将γ-Reθt应用于DDES模型。     

发动机燃烧室主动冷却管道的热-力耦合分析

为了准确高效地进行发动机冷却管道结构的热-力耦合数值分析,基于边界单元法提出一种冷却介质中结构对流换热过程的新型计算方法,计算过程中采用径向积分法将对流换热边界积分方程中的域积分转换为等效的边界积分,从而显著降低计算难度。采用改进后的边界单元法和有限元方法分别进行发动机燃烧室主动冷却管道处的热-力耦合分析,计算并获得了该处的温度场、位移场和应力场,发现了不同物理量随管道轴向的变化规律。通过比较基于两种不同数值方法的计算结果可以发现本文数值方法在显著降低计算模型复杂度的同时,取得了合理的计算结果。因此利用本文方法可以简便有效地进行发动机燃烧室主动冷却管道结构的热-力耦合分析。      

飞机外翼段大尺度剪切式变后掠设计与分析

飞机大尺度全局变形过程中存在诸多需要研究的基础问题,为此构建了研究平台并开展了实验研究。基于飞行器机翼"旋转变后掠"与"剪切变后掠"的气动特性计算结果,设计了气动特性相对较优的飞机外翼段大尺度剪切式变后掠方式;研制了基于可控变形结构与连续变形规律的实验模型;进行了风洞实验研究。结果表明:本文研制的剪切式变后掠飞机在蒙皮、结构、驱动、控制等方面满足气动特性研究的需求;其准定常气动特性曲线显示出变后掠的较大气动效益;其非定常气动特性曲线呈现出滞回环,原因可能在于"机翼附加速度效应"和"流场结构迟滞效应"。     

航空发动机进气系统结冰适航性条款研究

发动机进气系统结冰通常给发动机工作带来不利影响,甚至引起飞行事故,因此CCAR 33.68"进气系统的结冰"对每型发动机在结冰条件下的运行提出了适航性要求。对航空发动机防冰系统的适航性要求进行了解读,归纳了防冰方式对防冰系统的数值计算/关键点分析、试验验证进行了研究,介绍了典型符合性验证案例。本研究了可为国内开展航空发动机防冰适航性工作提供技术支持。     

民用飞机驾驶舱设计变革

民用飞机驾驶舱设计历经了数代的发展,从原始简单衍变至复杂集成,继而往简约智能化方向发展。同时驾驶舱设计理念也在不断进步,从"以功能为中心"的设计理念衍变为"以人为中心"的设计理念,但不同制造商对此理念的理解存在差异,体现在对使用者"驾驶员"角色的定位差异明显。从该设计理念出发,提出了基于驾驶舱运行场景的正向设计方法,通过充分识别运行场景并提取和转化设计需求,设计出人机匹配度高的驾驶舱。随着各种新技术的成熟应用,"以人为中心"设计理念为牵引,利用基于驾驶舱运行场景的驾驶舱正向设计方法,将引领新一代民用飞机驾驶舱设计的变革,并展望了民机驾驶舱在人机交互方式、驾驶舱布置和布局、驾驶舱视景和驾驶舱综合环境等方面的发展趋势。     

液体中心式气液同轴离心式喷嘴火焰振荡特性

气液同轴离心式喷嘴在特定的结构和工况下极易发生自激振荡,为了探究自激振荡对燃烧过程的影响,针对液体中心式气液同轴离心式喷嘴,开展了氧气和酒精的可视化燃烧试验研究。基于非接触光学观测方法同步获得了喷雾与火焰的动态结构,研究了缩进长度及喷注工况对火焰的动态特性、自激振荡特性以及燃烧效率的影响。研究发现,随着喷嘴缩进长度的增加,火焰从稳态转变为自激振荡状态。稳态燃烧时,火焰具有明显的锥形分布特征,火焰主要分布于锥形液膜表面、喷嘴出口回流区以及喷雾与燃烧室壁面的撞击区域。对于振荡火焰,当缩进长度较小时,火焰附着于喷注面板上且主要发生径向振荡;而当缩进长度增大到一定程度后,火焰周期性地附着并远离喷注面板且由纵向振荡主导。火焰振荡模式的转变是由自激振荡喷雾结构的变化引起的。基于已建立的理论分析模型,深入分析了火焰自激振荡与缩进室内部流动模态的关系。火焰振荡与喷雾自激振荡强弱同步,且当缩进室内部流动处于临界流动状态时最强。此外,研究发现,稳态燃烧时的燃烧效率大于振荡燃烧状态下的燃烧效率,喷嘴缩进可适当提高燃烧效率。