航空航天结构复合材料湿热老化机理的研究

通过研究T300／5405和T300／NT9200复合材料以及基体树脂5405和NY9200的浇注料在80℃水浸中的吸水动力学，红外光谱，动态力学性能和表达形态的变化，分析了复合材料的湿热老化机理，结果表明：在80℃水浸的加速湿热老化条件下，两种复合材料的老化机理主要是吸入水分对基体的塑化／溶胀作用以及因树脂与纤维湿膨胀的不匹配所产生的内应力引起的微观开裂。     

应用FFT高精度快速计算瞬态响应

为了提高瞬态响应的计算速度和精度,构造了基于快速傅立叶变换的响应计算格式,并研究了这种格式的本质。理论分析和数值仿真表明：ａ所提的计算格式能够提高速度８ 倍;ｂ基于抛物线型求积公式的算法精度最高;ｃ只要频域采样点数 Ｍ 超过时域采样点数２ 倍,计算精度就与 Ｍ无关。     

硝化纤维素溶液冰冻过程中的折光指数增量

用定量体积排斥色谱（ＳＥＣ）的方法,以示差折光检测器的响应为基础,测定了硝化纤维素溶液冰冻及其加热以后的折光指数增量。结果表明：冰冻后,由于分子链发生链内凝聚（缠结）,硝化纤维素分子链周围溶剂化溶剂分子数减少,使硝化纤维素溶液的示差折光指数增量增加。加热后,由于硝化纤维素分子链获得能量,链内缠结点解开,溶剂化溶剂分子数增加,造成硝化纤维素溶液的折光指数增量降低。由此建立了以折光指数增量为基础,估算硝化纤维素分子在溶液中完全伸展时每个链段上的溶剂化溶剂分子数的理论公式,并且估算出常温下每个硝化纤维素链段就吸附有１３个溶剂化溶剂分子,这对建立硝化纤维素这类半刚性高分子链凝聚过程和凝聚态结构的物理图像具有重要意义。     

翼型的气动最优化设计方法和反设计方法

本文将数值优化方法同计算流体动力学(CFD)相结合,形成两种跨声速翼型的气动设计方法,即:最优化方法和反设计方法.采用求解Euler方程的有限体积法计算流场,通过结合优化算法,从正反两个方向对跨声速翼型进行气动优化设计.实例证明它们是翼型气动设计的有效方法,有较高的工程应用价值.     

交交自控同步电动机的低速工作特性及其改进

 本文在分析交交型自控同步电动机低速借电源电压实现电机换相的基础上,提出了进一步提高电机过载能力和扩大低速工作转速范围的原理和方案。经计算机仿真和实验验证,证明了原理的正确性,为进一步开发此型电机低速工作领域打下了良好的基础。     

Nb对富钛TiNiAl金属间化合物强化机制的影响

 采用力学压缩试验、扫描电镜和X射线衍射方法研究了Nb元素对于Ti₅₀Ni₄₂Al₈合金的力学性能和微观组织结构的影响。结果表明，Nb能够显著提高合金从室温到700 ℃之间的强度。在600 ℃时，Ti₅₀Ni₄₀Al₈Nb₂合金的压缩屈服强度和比强度分别为1 237 MPa和216 MPa/(g·cm^-3)，超过Rene95高温合金。微观组织观察及成分分析表明，Nb元素在基体和强化相Ti₂Ni（Al）中固溶，促进强化相的弥散析出和细化，并导致高强富Nb相的析出，从而提高了合金的强度。     

雾化效果对脉冲爆震室性能影响的实验研究

进行了用冷态实验模拟爆震室中雾化性能的研究。实验中,采用水/压缩空气模拟煤油/氧气,测试了与爆震试验供应压力一致的各工况下的混合物索太尔平均直径(SMD)。研究结果表明:随着空气压力、水压力的增大,SMD减小;所建立的冷态雾化和混合实验台可以满足模拟热态实验雾化效果的需要,且带头部离心喷嘴的爆震性能好于直射喷嘴的。     

改进的Qiu滑移因子模型用于离心压气机叶轮的参数研究

为适用于微型离心压气机叶轮的通流设计,对Qiu滑移因子模型加入了3个经验参数.首先对经验参数的求解方法及参数对于设计精度的影响进行了分析研究,发现其中经验参数c_r对于设计精度影响较大.其次在通流设计中应用改进的Qiu滑移因子模型辅助生成叶片,用计算流体动力学(CFD)研究了c_r所影响的模型滑移因子,与数值流场的出口平均滑移因子对比,得到了多种叶轮总体参数下c_r的最佳取值.发现虽然微型、大型离心压气机叶轮总体参数变化范围很大,但c_r的取值均以0.7左右为其最佳值.      

基于自适应核主元分析的EHA系统传感器故障检测

针对核主元分析(KPCA)方法难以选择合适核函数的问题,提出了一种基于自适应核主元分析的传感器故障检测方法,根据训练数据对核函数进行自适应修正,使核函数适应给定的训练数据。对常规数据标准化处理方法进行了改进,提出了一种"均值化"的处理方法,使处理后的数据既能消除不同变量幅值和量纲的影响,又能反映训练数据的全部信息。将此方法应用于机载电动静液作动器(Electro-Hydrostatic Actuator,EHA)系统的传感器故障检测,结果表明,此方法比常规KPCA方法更为先进,具有更好的故障检测性能。     

一种基于光固化快速成型的飞机静弹性风洞试验模型设计方法

高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明：基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。