发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术

超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题，发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置，评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响，重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞，开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究，试验来流马赫数2.0、落压比（NPR）范围1～20.39。研究结果表明，通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化，消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响，确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响；喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响，在来流马赫数一定的条件下，提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀，喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动，抑制了喷管船尾膨胀波的发展。     

离轨帆弹性桅杆力学性能分析

采用有限元分析软件ABAQUS分析弹性桅杆几何参数对其力学性能的影响,为离轨帆弹性桅杆设计提供一定的理论依据。结果表明:增加壳体厚度、保持弧长不变,减小曲率半径以及增大壳体截面圆心角都能有效提高离轨帆自动展开能力及弹性桅杆支撑刚度;弹性桅杆的弯曲内部应力只与材料属性、曲率半径、缠绕半径以及壳体厚度有关;曲率半径减小、壳体厚度增加都会增大弹性桅杆的弯曲内部应力,有可能会导致弹性桅杆在缠绕时发生塑性变形。因此,在对弹性桅杆设计时,需综合考虑弹性桅杆几何参数对其展开能力以及缠绕性能的影响。     

铸造A356.2（Sc，La）铝合金研究

采用铸造工艺制备了A356.2（Sc，La）铝合金，测试分析了稀土元素Sc和La对铝合金中共晶硅的细化作用及对合金力学性能的影响。结果表明，单独添加稀土元素La对A356.2（La）铝合金中的共晶硅有一定的细化作用，但对力学性能的改善作用不大。而含有两种稀土元素0.38%Sc+0.14%La的A356.2（Sc，La）铝合金中的共晶硅细化作用较好和力学性能更高，其共晶硅细化到2.3 μｍ，抗拉强度和伸长率分别达到181.6 MPa和4.0%。稀土Sc和La对共晶硅的细化作用主要是弥散强化和细晶强化共同作用的结果，这两种强化与铝合金中析出的Al₃Sc相和稀土La相有关。     

基于等离子体磁壳的行星探测器制动机理研究

等离子体磁壳制动技术是一种新型的行星探测器制动手段，具有制动阻力可调、可靠性高、结构质量小等优势，具有潜在的应用前景。开展了等离子体磁壳制动产生方式与工作机理的数值仿真研究。首先，以火星探测器的制动为背景，将等离子体磁壳简化为圆柱构型，建立了等离子体磁壳宏观模型，得到了制动阻力、有效捕获面积和探测器速度随轨道高度的变化关系。随后以等离子体磁壳中离子、电子和次中性粒子之间的相互作用为研究对象，建立了等离子体磁壳微观模型，获得了等离子体粒子数密度和温度随时间变化的规律。微观模型与宏观模型计算出的制动阻力一致，验证了两种模型的有效性。     

模块化月球表层采样力学模型

因不受作业空间的限制，月球表层采样机具设计形式多样，为建模分析带来较大难度。为避免不同结构机具分析时重复建模，建立了一种模块化的月球表层采样力学模型。该模型将复杂的采样机具拆分成若干个基本面单元，基于朗肯土压力理论、最大抗剪强度理论和地基极限承载力理论对面单元在采样过程中的受力进行分析，组合各个面单元所受到的力获得复杂机具的力学模型。基于不同机具形式与贯入角度的模拟月壤贯入试验，对理论模型进行了试验验证，通过引入月壤密度沿深度的影响修正公式，将理论模型的误差率降低至8.2%。结果证明该力学模型和模块化理论可行，为后期月球表层采样机具的设计研发提供了参考。     

某扭力管万向节组件及支撑轴承的正弦振动疲劳研究

本文建立C919某扭力管万向节组件及支撑轴承的有限元模型，对其进行模态分析及正弦分析，推导了正弦振动下的疲劳寿命计算公式并预估了模型的寿命，通过模态试验验证了模型的正确性，通过正弦试验验证了疲劳寿命计算的正确性。该疲劳寿命计算方法可用来预估相关模型的正弦振动疲劳寿命。     

绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段，其中模型支撑是关键。创新性地设计了基于六自由度绳系并联支撑的旋转运动方式。提出定旋转角速度和定气流角2种旋转运动设计方法，推导得到旋转运动参数与模型位姿之间的关系式，并给出两者的关联；结合支撑系统动力学模型，设计绳长为控制变量的计算力矩控制律。通过ADMAS软件仿真和原理样机试验验证，结果表明所提设计方法可以实现飞机模型绕速度矢量变气流角定速率、定气流角变速率等复杂变参数旋转运动，且定气流角方法既能满足三自由度定耦合比关系，还能准确地模拟战斗机正飞/倒飞尾旋运动，这将为深入研究尾旋和大迎角机动特性提供技术支持。     

激光清洗铝合金表面复合漆层作用机制

采用纳秒脉冲光纤激光器在3种不同扫描速度（900、720、540 mm/s）工艺条件下，对2A12航空铝合金表面丙烯酸聚氨酯复合漆层进行了激光清洗实验，研究了不同激光扫描速度对清洗效果的影响。实验表明，当900 mm/s时，面漆全部去除，底漆部分去除；当720 mm/s时，底漆余量进一步减少，氧化膜显露；当540 mm/s时，漆层基本除净，但部分氧化膜破坏，基材外露。研究发现，清洗过程形成了“烧蚀-等离子体冲击-烧蚀”除漆机制交互作用的特点，烧蚀会引起漆层中功能性氧化物粒子和面漆着色剂脱漆沉积，凹坑为主要清洗特征；等离子体冲击主要发生在凹坑间隔区间，其产生的爆轰波主要对漆层产生破坏或去除作用；烧蚀和等离子体冲击一方面会触发瞬态加热膨胀除漆机制，使残余漆层发生应力碎裂或剥离；另一方面将使残余漆层受到热影响，导致部分自由基发生位置重排和置换。     

高可靠单向爆破的民机防爆结构设计

基于适航条款FAR25.795和咨询通告AC25.795-6，结合灾难性故障状态对飞机和乘客的影响程度，确定最小风险炸弹位置(LRBL)结构的设计要求是结构实现单向爆破功能的概率大于1-10-9，提出了一种高可靠单向爆破的LRBL结构的设计技术。首先根据LRBL结构将爆炸产生的能量沿指定方向释放到客舱外部的防爆原理，设计LRBL结构方案是由端盖、罐体以及剪切销三部分组成的圆筒结构，然后利用LS-DYNA软件对内爆作用下LRBL结构的塑性应变进行研究，分别讨论了不同炸药位置和结构尺寸对LRBL结构各危险部位塑性应变的影响，最后开展了LRBL结构实现单方向爆破功能的可靠性分析，利用拉丁超立方抽样获取输入样本，通过爆炸仿真获得输出样本，采用K-S检验分析其概率分布特征，并基于故障树模型计算可靠度。结果表明：所提出的结构厚度为20 mm、剪切销直径为14 mm的LRBL结构设计方案，其实现单方向爆破功能的概率为1-4.07×10^-10，能够满足LRBL结构的设计要求，可为国产飞机LRBL结构的适航验证和适航审定提供技术支撑。