中国民航旅客量季节性问题研究

中国民航旅客量的季节性波动是经济学研究的重要命题。选取中国民航旅客量时间序列数据作为分析对象,采用年度季节强度指数（R）与月季指数（Zt）,揭示中国民航旅客量的年度季节集中性与月度季节变化规律。 R值整体上呈现逐年递增的趋势,指标随季节变化明显,且按一定规律分布。 Zt 值指示4月、7月、8月、9月、10月为旺季,其余月份为淡季。民航旅客量淡旺季与游客出游行为、节假日长短、气候等因素有直接联系。研究结论为解决中国民航旅客量的淡旺季问题提供基础数据,也为调整航空公司在淡旺季时的人员、航班及其他工作安排,为缓解航空客流量供需不平衡的矛盾提供决策参考。     

基于NURBS曲线的涡控蛇形进气道设计

利用NURBS(non-uniform rational B-spline)曲线成功实现了涡控蛇形进气道参数化描述,并运用数值仿真方法对其中两个关键设计参数进行参数化研究.仿真结果表明:①第二S弯上壁面两侧后掠状凸起型面诱导的受控旋涡能够将低能流牵引至出口两侧,从而抑制大范围的气流分离,但凸起角取值需权衡选取,否则将不利于涡控蛇形进气道综合性能的改善.②通过抬高第二S弯下壁面能够减缓上壁面沿程逆压力梯度,进而影响第二S弯上壁面的流态,恰当的取值能够以微小的总压损失换取大幅度的畸变改善.③当设计参数选取恰当时,涡控蛇形进气道在设计状态下总压恢复系数为0.9667,畸变指数为0.2451.进气道性能较传统方案有显著改善,使得蛇形进气道迈向工程实用成为可能.      

箱梁颤振过程中旋涡的演化规律及气动力的变化特性

利用粒子图像测速技术（PIV）观测了箱梁颤振过程中模型周围流场的旋涡特征,以模型扭转振动位移作为参考信号,采用相位平均的方法研究了旋涡规律性演化对模型周期性振动的驱动作用。风速较低时,箱梁振幅很小,其尾部风嘴附近上侧的旋涡尺度也很小,不易观测到,而下侧的旋涡尺度较大,其形状接近于圆形。当风速接近颤振临界风速时,箱梁振幅明显增大,并且模型尾部风嘴上侧的旋涡尺度也显著增大,达到与下侧旋涡尺度相匹配的程度,模型尾部风嘴上下侧旋涡的交替作用主导了结构振动直到模型振动发散。基于流固松耦合的计算策略,采用计算流体动力学（CFD）的数值方法模拟了箱梁颤振临界状态下的绕流特性,结合正交特征分解（POD）的方法研究了模型颤振时刻表面压力的空间分布特征,通过分析发现在颤振过程中箱梁表面波动压力的主控成分向迎风侧风嘴漂移。     

受轴向拉伸载荷作用的耳片强度研究

耳片是飞机结构的重要连接元件,是结构主要传力通道上的重要环节,是飞机结构强度计算和细节分析的重点部位。多年来,许多国内外学者、专家对其进行了大量试验研究工作。大量的试验表明,随着加载角度的增大,耳片的静拉伸破坏载荷降低,所以,现在在设计中,都尽量采用受轴向载荷的耳片。本文对受轴向拉伸载荷作用下的单、双耳片进行了强度分析研究,并进行了归纳总结。     

单向复合材料在低温下的应力集中及强度

首先采用计及基体拉力的修正剪滞模型,研究了在低温情形下受纵向拉伸荷载作用的单向纤维增强复合材料由部分纤维及基体断裂所导致的应力重新分布。然后采用随机临界核理论,对单向纤维增强复合材料在低温情形下的拉伸破坏过程进行了细观统计分析,定量地研究了低温对拉伸强度的影响。计算结果表明,在低温环境下,E-玻璃纤维和碳纤维复合材料的应力集中因子有不同程度的改变,其强度极限均比常温情形下高。     

二维涡轮叶栅流场的直接数值模拟

采用高精度有限差分格式求解非定常N-S方程组,对低雷诺数下二维涡轮叶栅流动进行了直接数值模拟,计算了雷诺数为10000,VKI涡轮叶栅在0°,8°以及-8°攻角下的流场,对涡轮叶栅非定常流动机理做了初步的探讨。计算结果表明:在叶栅尾缘处,逆时针方向和顺时针方向的主涡交替在壁面产生,并和主流相互作用产生二次涡,而当二次涡与主流连通发生掺混时,将引起主涡被分割并从叶片表面脱落;攻角在一定范围内的变化对VKI涡轮叶片表面边界层发展影响不明显。文中还对尾迹区的统计量特性和速度亏损特性等进行了研究。      

夹杂对粉末高温合金裂纹扩展寿命的影响

采用有限元方法中的奇异单元,研究了当粉末高温合金FGH 95中存在由夹杂引起的裂纹时,夹杂对裂纹应力强度因子的影响;并在此基础上,利用Paris公式,计算了夹杂对裂纹扩展寿命的影响。研究结果表明:当夹杂处于裂纹的不同位置时,对应力强度因子的影响趋势也不同,且硬夹杂的影响趋势与软夹杂相反;存在软夹杂时,将夹杂当作初始裂纹,不考虑夹杂的影响得出的裂纹扩展寿命结果是安全的,而对于硬夹杂得出的结果偏于危险,对于FGH 95粉末高温合金,夹杂相对于基体材料其弹性模量偏小,为软夹杂,因此将夹杂当作初始裂纹计算裂纹扩展寿命时不考虑夹杂的影响,将得到偏于安全的裂纹扩展寿命计算结果。这一结论为简化粉末冶金涡轮盘的寿命分析提供了依据。      

TiB2-TiC-SiC复合陶瓷接触反应钎焊接头界面组织及力学性能

采用Ti-Ni中间层体系对TiB₂-TiC-SiC （TTS）复合陶瓷进行了钎焊连接,研究不同的钎料成分和保温时间对接头界面组织和力学性能的影响。结果表明：钎料成分变化会引起界面反应机制由Ti与TTS复合陶瓷反应为主的过程向Ni与TTS复合陶瓷反应为主的过程转变。采用Ti-24at%Ni钎料钎焊TTS复合陶瓷时,界面反应主要发生在Ti与TTS复合陶瓷之间,反应产物主要为Ti与TiB₂反应形成的TiB以及与SiC反应形成的TiC和Ti₅Si₃。采用Ti-83at%Ni钎料钎焊TTS复合陶瓷时,界面反应主要发生在Ni与TTS复合陶瓷之间,尤其是与SiC的反应,反应产物主要为Ni₂Si和C。此外,保温时间显著影响TTS/Ti-24at%Ni/TTS接头的界面组织和力学性能。随着保温时间的延长,接头中连续的Ti₂Ni化合物消失,形成大量的TiB和Ti₅Si₃。与此同时,TTS复合陶瓷侧界面反应层逐渐增厚。在钎焊温度为1 ...     

2.1装配应力产生过程2.2装配应力对强度影响分析

飞机装配本质上是按照设计和技术要求,将大量飞机零件和紧固件进行组合、连接,逐步装配为组合件、部件及整机的过程。由于零件数量巨大、构型多样,装配关系复杂,而且,由于零件加工过程尺寸公差、装配过程中的形位公差,零件加工过程中残余应力释放,在飞机主机装配过程中,各类误差累积,导致结构间存在装配间隙。在紧固件作用下,产生装配应力。装配应力作为预应力一直存在于飞机结构中,改变结构应力状态,使其偏离设计点,进而影响飞机结构完整性,甚至危及飞行安全。本文基于飞机结构应力状态,分析了装配应力对结构强度的影响,主要在于降低疲劳寿命和导致应力腐蚀开裂两方面,并进行了试验验证。试验表明,随着装配间隙增加,结构产生应力腐蚀裂纹概率及裂纹数量急剧增加,实际工程中,应考虑工艺水平及成本等因素,严格控制装配间隙以降低由此产生装配应力影响飞机结构强度品质。     

全机静强度虚拟试验技术研究及应用

地面试验是目前验证飞机结构性能和品质最重要的手段,全机地面静强度试验载荷高、变形大,飞机结构有可能发生非预期破坏,试验系统也存在意外故障风险,这些对试验设计与实施带来巨大挑战。对飞机结构静强度虚拟试验技术进行了系统研究,建立了试验物理系统数字化、结构力学行为虚拟化及试验过程虚拟物理融合化技术,形成了物理与虚拟试验双线并行、互动融合新模式。将虚拟试验技术在大型飞机全机静强度试验中进行了应用,飞机变形误差1%,应变误差小于10%,有效提升了全机静力试验的可靠性和安全性,缩短了试验周期,为飞机研制发挥了重要作用。