用于空间探测的静电分析器轻量化设计与验证

针对空间探测载荷的轻量化需求，以空间等离子体探测的静电分析器为研究对象，进行了轻量化设计和验证。在材料及加工方式选择方面，充分利用增材制造这一新兴加工手段，打破传统轻量化设计时追求低密度材料的思路，对比多种材料及加工方式下设备重量及力学表现，确定铝合金为主要材料，3D打印为主要加工方式。在结构设计方面，基于3D打印加工的优势，在减小设备各部分结构厚度的同时，适当设置加强筋以解决薄壁在后处理时易产生形变的问题。采取上述方案设计的设备质量减少至1.2 kg，比使用镁合金及传统加工方式的设备质量（2.2 kg）下降45%。以典型航天任务的鉴定级力学试验条件作为输入，开展了设计模型的有限元仿真，完成实物加工装配以及力学试验，验证了该设计的抗力学性能。     

某大型飞机后缘襟翼气动/机构综合优化设计

大型飞机增升装置的研制不仅需要其提供足够的气动性能,也需要对噪声、舒适性等进行综合考量设计,而增升装置是提高大型飞机综合性能的重要系统,也是目前技术发展亟待研究和解决的重要问题。对于增升装置机构设计,通过设计较为简单的铰链襟翼机构来引导襟翼达到较优位置,然后选择气动性能较好的位置作为新的优化位置,求得较优机构位置。机构位置改变结合气动性能验证需要进行大量的迭代计算以及结果优化,因此以机构设计为基础,探究多目标优化计算的新方法,最终实现气动结构一体化设计目标。选用铰链式后缘襟翼为研究对象,综合考量后缘襟翼旋转与扰流板下偏联合运动对于气动性能影响,利用所研究方法,对其进行气动机构一体化设计并得出设计结果。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置，大迎角飞行时，前缘缝翼上表面可能出现流动分离，造成缝翼尾迹流区迅速增厚，加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用，导致各翼段环量减小、升力下降，最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题，本文基于有限体积RANS方法，研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生，抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混，减缓对襟翼流动的不利影响，显著改善增升装置失速特性；开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显，应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案，以便获取更好的气动性能收益。     

镁粉与二氧化碳动态点火燃烧特性数值研究

Mg粉/CO₂粉末发动机是火星探测中较为理想的原位资源利用方案，为了掌握Mg/CO₂粉末发动机稳定点火燃烧特性，在考虑氧化层厚度对Mg颗粒熄火影响的基础上，基于涡耗散/有限速率模型建立了点火燃烧模型，并应用数值计算方法研究了Mg粉颗粒粒径（5μm， 10μm， 15μm， 20μm和25μm）、入口预混气流雷诺数（1500， 2000， 2500， 3000和3500）和CO₂/Mg氧燃比（0.5， 1， 1.5， 2和2.5）对Mg粉/CO₂动态点火燃烧的影响。计算结果表明：雷诺数和氧燃比恒定时，随着粒径从5μm增加到10μm，平均温度升高，平均点火时间延长，燃烧效率增加；随着粒径从10μm增加到25μm，平均温度降低，平均点火时间延长，燃烧效率减少。粒径和氧燃比恒定时，平均温度随雷诺数增加而下降；平均点火时间和燃烧效率随雷诺数增加基本不变。粒径和雷诺数恒定，随着氧燃比从0.5增大到1.5，平均温度升高；随着氧燃比从1.5增大到2.5，平均温度下降；平均点火时间和燃烧效率随氧燃比增大基本不变。     

大型客机增升构型缝翼除冰状态失速特性

在防/除冰系统工作前提下翼面前缘残余积冰对全机失速特性的影响是评估系统效能是否达标的直接依据。针对中外翼区域重点防护的大型客机增升构型除冰方案，基于数值模拟方法对比分析了缝翼未结冰、未除冰、除冰状态下的失速特性。数值模拟结论表明虽然中外翼防/除冰防护区域较同类民机型号有所缩减，但仍能维持内翼始发分离流动形态、保证临界迎角附近的纵向力矩安定性、有效拓展失速边界。当前方案取消当地结冰防护的空气动力学依据是短舱外侧固有的下洗-展向流动综合效应已能充分削弱来流迎角影响，进而抑制局部结冰诱导的流动分离。研究结论可为防护区域设计优化及大型客机结冰适航取证提供理论依据。     

军用飞机金属零件激光增材修复技术的研究进展

激光增材修复技术适用于军用飞机金属零件的快速高效修复，是延长飞行服役年限和提升自主航空维修能力的重要推力。本文介绍了选区激光熔化成形、激光直接沉积成形、激光熔覆以及激光-电弧复合增材制造等激光增材修复技术特点，阐述了激光增材修复过程中常见的塌边、表面球化、气孔以及裂纹等不同尺度缺陷类型并提出了相应的调控方法，总结了激光能量密度、搭接率、填充材料供给速度、保护气体流量、时间参数和扫描路径等激光增材修复技术工艺优化特点以及施加外加能场和优化设计专用填充材料改善修复性能。最后，列举了激光增材修复技术在飞机机翼梁、涡轮叶盘、单晶叶片以及起落架等金属部件维修中的应用，并对激光增材修复技术在辅助系统设计、多能场融合、评价标准制定以及可移动激光增减材修复设备研发等未来的研究重点和趋势进行了探讨。     

激光熔化沉积15-5PH沉淀硬化不锈钢组织及拉伸性能

利用激光熔化沉积技术制备15-5PH沉淀硬化不锈钢板,利用金相显微镜(OM)、扫描电镜(SEM)、透射电镜(TEM)、电子探针(EPMA)技术,对沉积态组织进行分析,测试沉积态组织的室温拉伸性能。结果表明:激光熔化沉积15-5PH不锈钢沉积态组织由沿沉积增高方向贯穿多层外延生长的柱状晶组成,柱状晶内包含多个细长整齐排列的胞状树枝晶,枝晶内为马氏体组织,枝晶间为铁素体;沉积态组织中弥散分布大量细小的NbC析出相,尺寸12～20 nm;15-5PH不锈钢沉积态组织具有良好的力学性能,纵向抗拉强度和延伸率分别为1 128.5 MPa和14.0%,横向抗拉强度和延伸率分别为1 101 MPa和12.25%。     

航空装备电子束增材制造技术发展及路线图

增材制造技术在航空装备领域具有广泛的发展前景。作为重要的金属增材制造工艺方法，电子束增材制造正处于快速发展阶段。电子束熔丝增材制造技术可满足航空大尺寸结构件的快速低成本制造，并可用于高价值零件的修复。电子束选区熔化增材制造技术在复杂结构以及难熔合金制件的制造方面具有显著优势。本文在对国内外电子束增材制造技术现状和发展趋势分析的基础上，从发展需求、目标、共性关键技术、应用、战略支撑与保障5个方面综合分析，绘制了面向2035年的航空装备电子束增材制造技术路线图，以期为航空装备电子束增材制造技术发展提供参考。     

基于双峰对数正态分布模型的DED-TA15钛合金DFR值估计方法

有效评价增材制造金属材料的疲劳强度，是增材制造技术应用于可重复使用飞行器主承力结构的关键。以DED-TA15钛合金为研究对象，基于3种应力水平下标准圆棒试件的成组疲劳试验结果，建立了描述DED-TA15钛合金疲劳寿命分布的双峰对数正态分布模型，采用EM算法，建立了双峰对数正态分布的参数估计方法；采用Bootstrap方法给出了指定置信度和可靠度要求的疲劳寿命计算方法。在军机DFR方法的基础上，给出了适用于DED-TA15钛合金的DFR值计算方法。与传统单峰对数正态分布相比，双峰对数正态分布更精确的描述了疲劳寿命分布，提高了高可靠度和高置信度要求下的疲劳寿命，DFR值也有所提高。该方法降低了因描述模型不精确导致的对设计许用应力的过度限制，有效的提高DED-TA15钛合金的使用潜力。     

基于耗氧惰化技术的飞机燃油箱热模型

温度是燃油箱耗氧惰化系统适航符合性验证过程中重要指标。基于MATLAB Simulink软件，建立了飞机燃油箱耗氧型惰化系统油箱部件的传质传热模型，并验证其可靠性。在此基础上，分析了惰化系统抽气流量和出口温度对飞机燃油箱气相空间节点温度和燃油节点温度的影响。结果表明：所建立的飞机燃油箱传质传热模型具有较高的可靠性；随着惰化系统抽气流量的增加和惰化系统出口温度的升高，气相空间节点温度随之升高但对燃油节点温度影响不明显。