航空公司数据管理升级之路——基于SWIM的航空信息共享研究

广域信息管理（System Wide Information Management,SWIM）概念提出以来,已被全球民航领域广泛接受,世界各国也积极地对其展开研究和建设。SWIM是一种能从根本上解决不断增长的民航需求与日益匮乏的空域资源之间矛盾的运行架构,航空公司也开始关注SWIM的建设和应用,对未来与空管、机场等民航单位之间建立协同共享的可能性,进行了深入的分析和探索。本文着眼于“智慧民航”的蓝图规划,针对目前航班运行当中实际的痛点与需求,立足于航空公司现有的系统架构,探讨了运用信息交换模型和SWIM融合改造的方式在航空公司内外实施数据管理升级可能带来的影响;同时也预演了四维航迹、协作环境下的飞行和流量信息（FF-ICE）等基于SWIM的新技术将为整个民航领域所带来的发展与变革。     

复合材料层板固化全过程残余应变/应力的数值模拟

采用商业软件对带有铝板的复合材料层板固化全过程残余应变/应力进行数值模拟计算。在固化过程的模拟中,应用有限元法计算复合材料层板热-化学模型,有限差分法计算固化动力学模型,通过设置较小的时间步实现求解两个模型强耦合的关系。在残余应力数值模拟中,化学收缩引起的应变在每一计算步以初始应变施加在复合材料结构上。基于以上技术,对带有铝合金的复合材料层板固化全过程残余应变/应力演化进行数值模拟,并分析纤维方向和垂直纤维方向复合材料的残余应变/应力演化历程。通过与试验中层板曲率的比较,验证文中模型计算的准确性。     

Fe和Nb对TiNi形状记忆合金环双程记忆效应的影响

研究了预变形和热循环对Ti50.8Ni49.2及加入Fe和Nb后合金环的双程记忆应变影响。结果表明:在马氏体状态进行10.4%~13.8%的预变形,TiNi合金环随循环次数增加,双程记忆应变增大,在13.8%预变形和4次循环得到4.15%最大值;加入Fe和Nb后,在10.71%~15.18%的变形范围,合金环的双程记忆应变先增后降,其最大值分别为3.14%和2.56%。在变形量和循环次数相同时,TiNi合金环的记忆应变最高,当变形量和循环次数超过12.50%和2以后,TiNiFe合金环的双程记忆应变快速上升,其双程记忆应变超过TiNiNb合金环的。     

3种铝合金材料动态性能及其温度相关性对比研究

 对3种铝合金2024-T351、7050-T7451和LY12-CZ进行了温度在77～573 K的静、动态压缩（应变率10^-3～6 000/s）和拉伸（应变率10^-3～3 000/s）试验,分别得到了3种铝合金材料的应力 应变关系和失效应变。对比研究结果表明,随温度升高3种材料的塑性流动应力降低,应变率敏感性增加。最后基于Johnson-Cook模型,拟合了用以预测铝合金材料塑性流动应力的模型参数,其预测结果与试验结果吻合较好。     

温度对磁屏蔽霍尔推力器磁场构型的影响研究

霍尔推力器磁路设计主要通过常温静态磁场仿真得到，并实测推力器非工作状态常温磁场进行复核。大功率霍尔推力器将面临更为严峻的热问题，推力器工作时磁路系统受高温影响，因此在常温下仿真得到的磁场位形会因温度升高而产生偏移，不能反映推力器真实工作时的磁场情况。为研究霍尔推力器工作时热量对磁路系统的影响，通过热磁耦合仿真对10kW磁屏蔽霍尔推力器的热态磁场分布进行研究，并对热态、常温仿真结果进行了对比，发现在阳极附近的径向磁感应强度Br的差异比放电室出口更大。常温设计的磁屏蔽构型在热态时偏离磁屏蔽，磁场和壁面最大不符合度达到13%，通过陶瓷出口型面修正后重新获得磁屏蔽效果，使最大不符合度降低到4.8%以下。合理热设计有助于降低热载荷，热仿真得到磁路系统最高温度低于500℃，低于0.78倍的居里温度Tc磁性急剧转变点，不会出现磁性能急剧下降，但热量对磁屏蔽霍尔推力器磁场构型的影响是应该考虑的。     

SST湍流模型改进研究综述

k-ωSST湍流模型是目前综合性能最佳的涡黏模型之一，近年来得到非常广泛的应用。然而，随着问题复杂性的增加和模拟精准度要求的提高，标准SST湍流模型在某些方面呈现出明显的局限性，大量学者对其进行了相应的改进研究。围绕旋转/曲率效应、可压缩效应、激波不稳定性效应、雷诺应力各向异性效应、应力-应变偏差效应和层流/湍流转捩效应等6个方面，对SST模型的改进研究进行了评述，同时对近年的基于数据驱动技术的模型改进也进行了简要介绍；梳理了各种改进研究的思路和发展趋势，阐述了各自的适用性和局限性，并分析了影响改进效果的原因和问题所在。最后，对未来工作提出了建议。     

喷丸残余应力及夹杂影响小裂纹仿真概率模型

提出考虑喷丸残余应力及内部夹杂影响的随机内部小裂纹形核扩展概率模型，实现构件内部疲劳裂纹萌生过程的仿真。针对高温合金X，在开展试验的数据基础上，识别模型所需的残余应力分布参数、“形核相关”夹杂尺寸分布参数、微观结构相关塑性本构参数及小裂纹形核扩展参数。模型成功预测喷丸等直棒两种主要的形核方式：残余拉应力平衡层夹杂形核及无残余应力区夹杂形核。与试验对比，模型预测内部裂纹萌生寿命及其分散精度高，残余拉应力平衡层预测萌生寿命中值误差为2%，-3σ寿命误差为37%，无残余应力区预测萌生寿命中值误差为3%，-3σ寿命误差为3%；此外，模型仿真的内部裂纹形貌为“鱼眼形”，贴合试验件断口形貌。     

筒体结构星载天线抗冲击特性研究

随着航天技术的发展和探月工程的推进,航天器空间环境力学条件不断恶化,对航天器抗冲击力学性能提出了更高的要求。筒体结构天线结构形式紧凑,具有较好的动力学特性。为了得到筒体结构天线具体的抗冲击力学性能,研究时通过建立动力学分析模型,首先分析得到结构的模态参数,再根据模态结果反应出的筒体结构天线的动力学特性,结合给定的冲击力学环境建立分析条件,依据分析条件分别计算得到横向和纵向筒体结构天线顶端的时域最大加速度响应,筒体结构整体结构应力水平。分析结果表明筒体结构天线在冲击力学环境下加速度响应放大较小,各部件应力水平均能满足结构强度要求。筒体结构天线具有良好的抗冲击力学性能,可应用于需要承受较为恶劣冲击环境的航天器。     

从波音实践看研发项目组织的演变

企业组织作为实施研发项目的载体要素，在形式上经历了从职能型、项目型到两者融合的矩阵型（细分为弱矩阵、平衡矩阵和强矩阵）的不断演变。波音等国外航空航天企业应用系统工程和井行工程方法，着重围绕产品集成，注重跨专业协问，通过长期实践选择了矩阵型项目组织形式。