直升机非线性运动方程及其数值分析

基于牛顿法建立了单旋翼带尾桨直升机的非线性运动方程，提出了一种求解直升机非线性运动方程的数值方法。建立方程时，用欧拉角描述直升机在空中的姿态，旋翼采用有挥舞铰且在铰上带有弹性约束的模型，桨盘处的入流采用线性模型，通过对一算例直升机的操纵响应进行数值仿真，将非线性与小扰动线性化的直升机运动方程进行了对比分析。结果表明：从操纵输入到随后的2s左右，非线性和小扰动线性化的直升机运动方程的计算结果非常接近，但在此之后，非线性运动方程的计算结果更能反映直升机的运动规律。     

环量控制尾梁参数对直升机尾梁侧向推力的影响

用动量源法模拟了旋翼的下洗流,对壁面射流控制圆柱绕流的环量控制参数进行了研究,利用Fluent软件分析了缝隙位置、大小和数目等参数对尾梁气动特性的影响,获得了圆柱体尾梁上气动力随环量控制参数变化的关系.其中,动量系数(喷气强度)和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响是本文重点.研究结果表明,缝隙位置对圆柱体尾梁的气动性能影响明显;旋翼下洗流中单缝最佳缝隙位置与风洞中相差很大;采用多缝喷气可提高圆柱体尾梁的最大升力系数.     

钛合金激光气体合金化表面改性新技术研究

利用激光气体合金化表面改性新技术对钛合金进行表面改性，成功地制得了与基材间为完全冶金结合且梯度过渡的、以树枝状氮化钛为增强相的新型快速凝固“原位”耐磨复合材料表面改性层。简要介绍了钛合金激光气体合金化表面改性原理及所获表面改性层组织与性能特点     

TiAl金属间化合物激光表面改性新工艺研究

为提高ＴｉＡｌ金属间化合物的耐磨性，利用激光气体合金化技术对ＴｉＡｌ进行表面改性，在激光表面改性层中成功地制得了以高硬度氮化钛为增强相的新型快速凝固“原位”高耐磨复合材料。激光表面改性层的厚度根据需要可在０．１～１．５ｍｍ范围内调节，激光表面改性层的显微组织及性能可以通过改变激光处理工艺参数而得到灵活的控制。试验结果表明，激光气体合金化是一种提高ＴｉＡｌ化合物耐磨性的先进的表面改性新技术。     

聚焦式液弹隔振系统的传递特性分析

为降低机身振动水平,提出了一种能够高效隔离旋翼振动载荷的聚焦式液弹隔振系统。通过对液弹隔振器和聚焦式隔振系统进行建模,分析了聚焦式液弹隔振系统的传递特性。通过建模计算,讨论了阻尼、安装角及惯性液体质量对隔振效率的影响。     

直升机悬停时涵道尾桨的需用功率计算

涵道尾桨是将一螺桨置于直升机尾斜梁的涵道中，通过改变螺桨叶片的安装角实现直升机的航向操纵。为了弄清涵道尾桨的拉力（或推力）和需用功率之间的关系，本文根据Ｒ·Ｋｒｉｅｂｅｌ关于薄圆柱涵道螺旋桨的研究结果，用叶栅理论分析了涵道尾浆的气动特性，并将动量理论、叶素理论和叶栅理论结合起来，推导出直升机悬停时的涵道尾浆的需用功率计算公式。最后计算了ＳＡ３６５Ｎ直升机涵道尾浆和Ｂｅｌｌ－２２２直升机常规尾桨在产生相同拉力时的需用功率，并对计算结果作了对比分析。     

激光增材制造高强高韧TC11钛合金力学性能及航空主承力结构应用分析

随着损伤容限设计理念发展和轻量化要求提高,高强高韧钛合金逐渐成为航空装备关键主承力构件主要结构材料。激光增材制造制备钛合金大型主承力构件具有数字化、短周期、低成本等技术优势,特别是激光增材制造过程超常固态相变动力学条件为制备高强高韧钛合金提供了新的机会。本文根据航空主承力结构选材性能要求,对激光增材制造TC11钛合金静强度、疲劳和损伤容限特性进行测试与分析,在此基础上对其在航空主承力结构的应用前景进行分析。结果表明,激光增材制造TC11钛合金力学性能具有显著的高强高韧和低屈强比特征,其疲劳缺口敏感性和裂纹扩展速率低,性能分散性小,综合性能满足航空主承力结构选材要求。与目前航空主承力结构广泛应用的TC4-DT损伤容限型钛合金相比,激光增材制造TC11高强高韧钛合金损伤容限特性相当、疲劳性能有所改善、许用应力提高23%,结构具有进一步减重优势。激光增材制造TC11钛合金优异的强韧性匹配在提高结构许用应力的同时可避免大厚度结构发生脆性断裂,其低疲劳缺口敏感性和优异的疲劳裂纹扩展特性对于结构服役安全具有重要意义。     

MoO2和NiMo化合物性能差异的价电子结构分析

应用经验电子理论中的键距差法计算了激光熔化沉积MoO₂增强 γ /NiMo合金中两种化合物即MoO₂和NiMo的价电子结构,研究了价电子结构与两种化合物的硬度、强度和熔点差异的关系,并用实验测量结果进行了验证.表明价电子结构中的共价电子总数与总价电子数之比可以作为衡量MoO₂和NiMo强度高低的依据;价电子结构中最强键的理论键距可以作为衡量MoO₂和NiMo熔点高低的依据;但价电子结构中最强共价键上的共价电子对数不能单独作为衡量MoO₂和NiMo硬度高低的依据.     

旋翼系统模态阻尼数值计算方法

首先基于Hamilton原理建立旋翼系统动力学模型,计算旋翼的振频和振型,然后对稳定悬停状态下的桨叶进行某阶模态的激励,并在旋翼重新达到稳定状态后停止激励,截取旋翼系统自由振动信号,用移动矩形窗法计算旋翼系统的模态阻尼.这种计算系统模态阻尼的数值方法能够对旋翼系统在不同工况下的各阶模态阻尼进行仿真,而且在仿真过程中可以根据桨叶振型将激励按相同相位施加于各自由度上,使桨叶只按该阶振型振动.使用该方法可以突破旋翼动力学试验中激振位置、激振频率与相位的限制,获得旋翼系统更全面的动力学特性.     

金属材料激光表面改性与高性能金属零件激光快速成形技术研究进展

 简要报道本实验室目前在先进航空金属材料激光表面改性及高性能金属零件激光快速成形技术研究与应用的新进展。主要内容包括 :(1 )钛合金耐磨阻燃激光表面合金化与激光熔覆表面改性技术;(2 )刷式密封及指尖密封跑道高温自润滑耐磨涂层新材料及其激光熔覆制备新技术;(3 )难熔金属硅化物复合材料高温耐磨耐蚀多功能涂层新材料及激光熔覆涂层技术;(4 )高性能 /梯度性能钛合金及高温合金结构件激光快速成形技术。