气孔缺陷对TA15 钛合金氩弧焊接头疲劳性能的影响

对TA15钛合金氩弧焊接接头的组织和疲劳断裂特征进行了分析,对气孔缺陷和疲劳寿命的关系进行了定量表征.结果表明:疲劳裂纹起源于焊缝的亚表面或者内部气孔缺陷,当气孔尺寸较小时,断口会出现“鱼眼”形貌特征;应力水平较低时,气孔尺寸对疲劳寿命的影响尤为显著,在特定的应力水平下,可以通过构件中的气孔缺陷尺寸来预测其寿命,对于焊接结构疲劳寿命的预测和构件焊接质量的评定具有重要的工程意义.     

船舶数字化装配工艺设计与仿真技术研究

船舶数字化装配工艺设计与仿真是对船舶设计模式的创新,探索并研究了船舶三维模型数据转换、结构化工艺设计和装配工艺仿真等技术,打通了基于三维模型的船舶设计、仿真、建造等多个环节的集成链路。应用测试表明,船舶数字化装配工艺设计与仿真能够有效提高船舶建造质量和效率。     

正十七烷与正十八烷对航空煤油理化性能及液滴平均直径的影响

讨论了正十七烷与正十八烷(C₁₇,C₁₈)对燃料运动黏度、密度、表面张力理化性能的影响,探究了直链烷烃对SMD(Sauter mean diameter)的影响.将Key's混合规律、Tat混合规律和多项式拟合应用于密度公式的拟合,并将Key's混合规律与对数拟合应用于运动黏度公式的拟合,得出的理化性能拟合公式精度较高;通过测量纯煤油及C₁₇,C₁₈混合油雾化的SMD,实验发现随着直链烷烃的质量分数的增加,混合油的运动黏度增加,SMD也随之增加,雾化效果与纯航空煤油的相比较差,而C₁₈混合油的SMD要比C₁₇混合油要大,并且利用密度、运动黏度的拟合公式对SMD进行预测的偏差小于0.3%.      

基于CST方法的高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计

研究了一种基于类别形状函数变换（CST）方法的吸附式叶型优化设计方法,该方法可以在高空低雷诺数条件下对叶型和抽吸方案耦合优化.结果表明:优化之后在20km高空低雷诺数条件下总压损失降低了65%,静压升提高了0.02,气动性能得到较大提升.而且由于优化过程中罚函数的引入使得优化后吸附式叶型在地面条件下性能也有所提高.对于高空低雷诺数条件下吸附式叶型在抽吸位置之前适当的增加叶型负荷,再通过抽吸来控制附面层,效果最优.并且最佳抽吸位置位于层流分离泡作用区域内.在层流分离泡作用区域内抽吸可以完全消除层流分离泡对叶型性能的影响,并且可以较好控制附面层位移厚度和动量厚度的增加,有效地减小附面层内的动量损失.      

基于层次分析法的民用客机发动机技术评价与选型

层次分析法是1种有效实用的多目标决策方法。针对在大型客机研制中科学选择适合的民用航空发动机问题特点,基于层次分析法,将发动机的选型要求层次化分解,建立了指标技术评估模型,并考虑不同评估专家分配不同权重的方法。以现有民用发动机为例进行分析。分析结果表明：层次分析法在民用客机发动机选择中具有合理性、科学性,符合市场实际情况,适用于民用客机发动机方案选型,并可为民用客机发动机工程技术评估提供科学依据。     

湍流控制屏声学校准及校准精度影响因素

湍流控制屏（TCS）是航空发动机风扇噪声试验必备的试验设施。由于湍流控制屏的作用,风扇前传噪声向远场传播时会产生传递损失。通过对湍流控制屏的声学校准,可以获取湍流控制屏的声学修正量,从而实现对风扇前传噪声的修正。本文结合实际工程应用条件,分析了湍流控制屏重复安装的位置精度、校准声源重复性、稳定性、校准声源位置偏差、温湿度修正等因素对湍流控制屏声学修正量精度的影响;结合上述影响因素,对湍流控制屏160 Hz~40 kHz的声学修正量的特征进行分析,总结工程应用中湍流控制屏高精度声学校准的注意事项,提出湍流控制屏的声学校准应包含测量不确定度。     

高负荷涡轮进口导向叶片叶型设计及验证

针对涡轮进口导向叶片进口马赫数低、前部负荷小的特点,采用前缘截断思路构建了高负荷涡轮叶型,并采用Pritchard 11参数法进行重构设计。采用数值计算和平面叶栅试验开展了研究和分析。结果表明:高负荷叶型吸力面前缘马赫数显著提升,增加了叶片前部负荷。喉部峰值马赫数基本不变,但位置前移,负荷分布均匀性提高。叶型的马赫数特性和攻角特性表明,高负荷叶型在不同攻角和马赫数下,均能获得较低的总压损失,其中在设计马赫数,叶型负荷提升1倍的情况下,总压损失系数降低259%。      

燃油喷嘴雾化特性试验研究

为了检验某型航空发动机燃油喷嘴改进设计效果,利用相位多普勒粒子分析仪对燃油喷嘴的雾化性能参数进行试验研究。得到雾化液滴的索太尔平均直径的空间分布、轴向平均速度、脉动速度及其湍流度的分布情况。结果表明:轴向平均速度呈凹盆状分布,脉动速度呈双峰状分布;喷雾中心湍流度大,喷雾边缘湍流度小。随着供油压力增大,在相同测试截面上,喷雾的范围和中心区域粒径变大,边缘位置粒径变小。在相同供油压力下,随着与喷嘴距离的增加,喷雾范围增大,喷雾的轴向平均速度和脉动速度减小,轴向速度的湍流度波动幅度减小。     

冲压发动机导弹爬升段和巡航段轨迹优化

为了研究冲压发动机导弹爬升段和高空巡航段的燃油最优弹道,提高射程,提出了较为通用的一体化优化设计方法。研究了冲压发动机、导弹气动力与弹道之间的耦合特性,建立了导弹动力学模型,将弹道的最优控制问题转化为参数优化问题。为求解该参数优化问题,针对传统粒子群(PSO)算法求解优化问题时存在的早熟收敛的不足,提出了一种算法结构,改善粒子群算法的性能,求其最优解。数值结果表明:改进的算法相对其他几种粒子群算法具备更优秀的性能。所优化弹道相比导弹试验数据,以飞行时间增加3.3%为代价,节约了4.46%燃油。多组高弹道的仿真结果表明,巡航高度应不超过动压边界前提下,高弹道巡航有利于节约燃油,增加导弹射程。     

基于干扰距离控制的直升机桨-涡干扰噪声降噪方法

提出了一种适用于直升机旋翼桨-涡干扰距离计算的方法。针对桨-涡干扰距离计算中必需的旋翼桨盘入流及桨盘倾角,又分别建立了旋翼耦合N-S （Navier-Stokes）/自由尾迹模型和桨盘配平模型进行求解,其特点是兼顾计算精度和计算效率;并从悬停、前飞两方面验证了方法的有效性。应用所建立的桨-涡干扰距离计算方法,着重分析了直升机纵向平面力以及飞行参数对旋翼桨-涡干扰距离的影响机理,并进一步计算了不同纵向平面力作用下的旋翼地面声场特性及影响规律。结果表明:合理施加纵向平面力、加速度等措施后,地面最大噪声降低约4dB。同时,还通过研究桨-涡干扰距离与飞行参数的影响关系,得到了一些对直升机低噪声飞行具有实际指导意义的结论。