具有发散冷却功能的曲面结构边界层特性实验和数值研究

用实验测量和理论计算相结合的方法,研究了具有发散冷却功能的曲面结构边界层流动和换热特性.半球形实验件由高温合金钢粉末烧结的多孔材料制成,孔隙率和特征尺寸分别为0.37和20μm.实验件外部的热流温度及速度由热风洞的控制系统给定,内部的冷气流量由数字式质量流量控制器给定,外表面温度由NEC TH5104远红外热像系统测量.利用FLUENT软件中的二维、稳态、局部热平衡模型,对实验件进行发散冷却特性数值模拟,并通过与实验数据的比较,验证数学模型和数值方法.      

涡轮叶片复合疲劳特性曲线及其规律的试验

为了解高周振动载荷对于涡轮叶片高温疲劳性能的影响,对某型涡轮叶片进行高低周复合疲劳试验.试验结果表明,在低周载荷基础上叠加高频振动载荷,显著缩短了叶片的疲劳寿命;复合疲劳的分散性很大,且不存在疲劳极限,当叶片高周循环次数超过107时,继续试验叶片仍会发生断裂;在双对数坐标下,叶片的振动应力与其高周循环寿命成线性关系,即复合疲劳特性曲线(应力-寿命曲线、概率-应力-寿命曲线)服从双对数线性规律,进一步研究发现该规律对于高温合金材料的复合疲劳特性曲线具有普遍性.      

快速凝固Mg-5Zn-1Y-0.6Zr合金腐蚀性能的研究

研究了快速凝固Mg-5Zn-1Y-0．6Zr合金在3．5％NaCl溶液中的腐蚀行为。利用金相显微镜、SEM观察了合金的微观组织和腐蚀形貌。结果表明,快速凝固使合金产生非晶相、晶粒细化及微观组织均匀,均对耐腐蚀性能提高起到作用。在室温下,腐蚀速率随时间先增大,随后逐渐减小。XRD分析表明腐蚀后的主要产物是Mg（OH）2。通过极化曲线测试,表明合金耐蚀性能随冷却速率的提高而改善。     

NURBS曲线及节点插入算法在透平叶片优化设计中的应用

将NURBS曲线及节点插入算法应用到透平叶栅的二维参数化造型,可以兼顾造型参数的实际物理意义和型线调节的灵活性;将控制点可调的NURBS曲线应用到三维叶片积叠线造型,能够构造任意形状的弯、扭、掠叶片。在此基础上搭建的透平叶片三维气动优化平台,将参数化造型、网格自动划分、CFD并行求解集成在一起,应用实验设计和响应面分析方法进行多目标寻优。对某单级实验透平分别进行单排叶片和整级优化后,单排叶片总压损失降低了0.57%;单级绝热效率提高了0.8%。     

基于分形理论的航空发动机推力性能衰退规律

考虑到航空发动机本身及影响因素的复杂性,从研究复杂系统的角度出发建立了基于De Wijs分形理论的航空发动机推力衰退模型,在此基础上对航空发动机的推力性能衰退规律进行了分析和研究.研究发现航空发动机使用过程中全加力状态推力的衰变具有生物体寿命衰退特征,并在一定程度上可用维数为0.761的De Wijs分形曲线近似.      

界面层参数对陶瓷基复合材料单轴拉伸行为的影响

采用细观力学方法研究了界面层参数对陶瓷基复合材料单轴拉伸行为的影响.在剪滞模型基础上提出了考虑界面相与界面层效应的力学简化模型,结合临界基体应变能准则、最大剪应力准则、临界纤维应变能准则确定基体裂纹间距、界面脱黏长度和纤维失效百分数,对考虑界面层影响的陶瓷基复合材料拉伸应力-应变曲线进行了模拟,讨论了界面层体积分数、弹性模量及泊松比对拉伸行为的影响,并与试验结果进行了对比,发现考虑界面层及界面相的影响时,界面脱黏和纤维失效段应力-应变曲线与试验数据更接近,预测效果更好.      

20kHz下TC17钛合金超高周疲劳性能研究

应用基于压电超声疲劳试验技术开发的20kHz弯曲疲劳试验系统,完成了室温下TC17合金超高周疲劳试验.结果表明:在疲劳循环大于107周次时,试样仍会发生疲劳断裂,疲劳强度随循环次数的增加而下降,并不存在明显的疲劳极限.TC17合金的应力-寿命(S-N)曲线在107~109周次的范围内为连续下降型.光学显微镜发现,TC17合金的疲劳破坏主要起源于试样表面.当存在夹杂物时,疲劳裂纹从距离表面很近的夹杂物处萌生,能谱分析表明夹杂物的成分主要是铝的氧化物.      

考虑基体开裂的陶瓷基复合材料应力-应变曲线模拟方法及验证

提出了蒙特卡罗方法模拟陶瓷基复合材料基体随机开裂过程,采用剪滞模型描述了复合材料出现损伤时细观应力场,并推导得到了考虑基体开裂时复合材料拉伸应力-应变曲线计算公式.开展了室温环境下C/SiC复合材料的单轴拉伸试验,并将理论预测应力-应变曲线与试验结果进行对比.同时,采用该方法对SiC/CAS,SiC/Si₃N₄复合材料应力-应变曲线进行了模拟,并与国外提供的相关试验数据进行比较,发现两者吻合得较好,从而证实了蒙特卡罗法可有效地模拟考虑基体随机开裂过程的陶瓷基复合材料应力-应变曲线.此外,还分析了Weibull模量、残余热应力和初始开裂应力对应力-应变曲线的影响.研究表明:Weibull模量越大,应力-应变曲线非线性越明显;热残余应力越大,应力-应变曲线偏转越早,非线性越明显;初始开裂应力与Weibull模量对应力-应变曲线影响规律相似.      

高效气动优化设计方法

基于CFD方法开展气动外形优化设计通常计算量较大,采用离散共轭方法计算目标函数梯度,建立了高效的飞机气动优化设计系统。采用NURBS方法对翼剖面几何外形的扰动量进行参数化,避免了对原始外形的拟合,建立了基于NURBS方法的机翼剖面参数化方法。在复杂外形的优化设计中,动网格方法是关键技术之一,采用无限插值方法生成变形后的网格,并提出采用无限插值方法处理部件之间相贯线发生变化的情况。最后开展了翼身组合体+吊舱+挂架等复杂外形的优化设计,成功地减小了阻力,证明了方法的有效性。     

一种基于在轨深度学习的压缩率确定方法

如何对遥感图像中的重要目标进行精确的识别分类,是卫星遥感领域的一个难点和重要的研究方向。深度学习能较好解决识别分类的问题,但其学习模型有大量参数需要确定,会消耗大量计算和存储资源,不利于在轨实现。模型压缩是降低资源需求的有效方法,但会导致分类准确率降低。剪枝是模型压缩的主要方法之一,目前剪枝技术大多研究的是在降低计算量的情况下如何减少准确率损失,如何确定压缩率是有待研究的问题。本文提出了一种通过函数拟合准确率与压缩率关系的方法,可以据此确定相应的压缩率,并对不同的压缩方法进行比较。仿真结果表明:该方法的函数模型可以在不同场景下用较少的点拟合出准确率与压缩率关系曲线,且均方根误差最大为1.09,平均值为0.51,拟合效果较好,可据此针对不同的应用条件与需求确定相应的模型压缩率。