支板布局对三维侧压式进气道特性的影响

对采用前掠、后掠及混合掠支板布局的三维侧压式超燃发动机进气道（工作马赫数4～6）开展了数值计算，详细比较了不同支板布局的流场波系、边界层发展以及总体性能特征，主要结论有：（1）后掠支板进气道的起动马赫数范围较宽，但附加溢流大，需前移唇口保证流量系数，结果上顶板反射激波加强，总压损失和流场畸变较大；（2）前掠支板进气道能保证较高的流量系数及总压恢复系数，但低马赫数起动困难；（3）混掠支板进气道综合了前掠与后掠布局的优点，能够保证较宽马赫数范围内的工作和较优的进气道性能，但需优化。     

焊后真空热处理对TA15钛合金电子束焊接接头力学性能的影响

针对飞机承力结构用钛合金材料TA15,通过调整其焊后热处理温度,对不同热处理状态的该合金电子束焊接接头进行室温力学性能的综合对比分析,确定了适合于电子束焊接接头的焊后热处理工艺.     

二维编织层压板湿热环境下冲击后压缩性能的实验研究

实验研究了二维编织环氧树脂基玻璃纤维复合材料层压板在室温和湿热条件下的冲击后压缩性能。结果表明,该体系复合材料平衡吸湿量平均达到2.2%。吸湿过程中材料性能发生退化,退化程度与试件厚度有关。材料达到平衡吸湿后,室温环境下的冲击能量平均下降19.2%。摄氏70℃,相对湿度85%环境下,冲击后压缩破坏应力平均下降54.3%。     

T700／氰酸酯／环氧树脂复合材料的“离位”增韧

针对氰酸酯采用环氧树脂进行改性研究,对该体系的流变性能与DMA进行分析,并对浇注体的力学性能进行了研究.以聚砜作为增韧剂,采用"离位"增韧技术,制备复合材料层压板,测试了复合材料的力学性能与冲击后压缩强度(CAI),对微观增韧机理进行了研究.结果表明,在40℃时,氰酸酯/环氧树脂体系有较长的工艺适用期,很好的工艺操作性.Tg为200℃时,浇注体的力学性能优良.采用热塑性树脂作为"离位"增韧层,体系出现了相反转结构,具有较好的增韧效果,复合材料的CAI值从180 MPa增加到260 MPa,对复合材料的力学性能没有影响.     

航空工艺技术改造项目后评价探讨

文章阐述了航空工艺技术改造项目的内容和项目的特点,并根据投资项目后评价的理论体系,结合航空工艺技术改造项目的特点,分析了其后评价应考虑的因素、主要评价内容及评价方法.     

大型后掠自适应风力机叶片的气动扭角设计优化

针对大型后掠式自适应叶片(STB)中显著的气动/结构耦合现象,利用优化方法探讨了直叶片转化为后掠式自适应叶片后的气动扭角补偿优化,STB叶片没有不改变原直叶片的输出功率和结构强度。优化算法采用遗传算法,以功率为约束条件,扭角分布为优化变量,优化目标为叶片根部应力最小。建立了叶片的气动模型和六自由度铁摩辛科悬臂梁结构模型,叶片的气动特性分析采用了基于动量叶素理论的数值算法,结构特性分析采用有限元法,优化算法采用遗传算法。最后在额定风速条件下,完成了2.0MW叶片的气动扭角的补偿设计优化。分析结果表明,STB叶片通过扭角补偿后,可满足功率输出的要求,并大幅降低叶片的轴向推力。     

后掠翼模型混合层流控制实验研究

利用前缘吸气和顺压梯度,在对称后掠机翼模型上,实现了混合层流控制。在连续式跨声速风洞中,研究了气流马赫数和雷诺数对转捩位置的影响,研究了前缘吸气流量及流量分配对层流控制效果的影响。实验过程中,利用壁面冷却方法,扩大了层流区和湍流区的壁面温度差,利用埋入式安装的热电偶测量了表面温度分布,确定了转捩位置和层流区范围。结果表明,前缘吸气具有良好的层流控制效果,可以使层流区范围显著扩大。前腔吸气流量对层流控制效果影响很大,后腔吸气流量影响较小。     

热处理对DZ125合金焊接接头持久性能及断口的影响

采用自制钎料进行定向凝固镍基高温合金DZ125钎焊及焊后热处理试验,研究焊后热处理对接头持久性能的影响.结果表明:焊后热处理能显著消除焊缝中脆性相,并有利于焊缝成分的均匀化,从而提高接头持久性能.未经焊后热处理的试样,断口解理面较大,以解理特征为主;经热处理的试样,断口解理面相对较小,以韧窝特征为主.     

脉冲幅度定时甄别电路的研究

介绍了普通脉冲幅度定时甄别电路的原理及存在的定时误差。针对BESⅢ实际工程中输入脉冲幅度信号的特点设计了一个新型的过零定时甄别电路 ,与普通定时甄别电路相比 ,时间游动定时误差大大减小 ,满足BESⅢ工程后级判选电路的要求。     

典型布局民用飞机的地面系留特性研究

飞机在地面停机时会受到恶劣天气影响,对飞机停机情况的气动力研究是评估停机安全的关键。为了分析典型布局民用飞机的地面侧风气动力差异,确定典型系留载荷,针对两种典型布局民用飞机,在风洞中采用缩比模型和固定地板模拟飞机停机,测量飞机在0°～180°地面侧风情况下的气动力,进一步通过部件组拆测量方法分析尾翼部件气动力耦合效应;确认垂尾平尾布局耦合效应是在侧风情况下低平尾布局飞机抬头力矩较大、以及高平尾布局飞机抬头力矩较小的原因,采用工程估算方法得到后倾翻情况的前起落架系留载荷。结果表明：俯仰气动力差异导致低平尾布局飞机的前起落架系留载荷明显增加,而对高平尾布局飞机影响较小。