摘要:对陶瓷基复合材料疲劳迟滞机理与模型的研究进展进行综述。首先，简要回顾了陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用情况，综述了单向、铺层和编织陶瓷基复合材料细观疲劳失效模式与疲劳迟滞机理。总结出纤维增强陶瓷基复合材料基本的细观失效模式是：基体裂纹、纤维/基体界面脱粘和纤维断裂、铺层陶瓷基复合材料中的铺层/铺层界面脱粘以及编织陶瓷基复合材料中的纱线/纱线界面和纱线/基体界面脱粘。脱粘后的各类界面在循环载荷下的界面滑移是导致疲劳迟滞行为的根本原因。然后，详细分析了陶瓷基复合材料疲劳迟滞行为力学建模研究历史与现状，指出了其中存在的问题。最后，对陶瓷基复合材料疲劳迟滞行为研究的发展趋势进行了展望。

摘要:径向引流减涡器通常位于航空发动机压气机盘腔中，通过抑制气流周向速度的发展从而降低空气系统引气过程中的压力损失，对于提升发动机效率有着十分重要的作用。本文对压气机盘腔径向引流减涡器的相关研究进行综述。研究表明：常用的减涡器包括减涡管、去旋喷嘴、翅片和导流板等结构。其中，管式减涡器的研究和应用最多，其减阻效果较好，但存在着质量较大，且在高速旋转时易产生振动等问题；去旋喷嘴质量较轻，但也有着流量不稳定的现象；导流板同样有着安装和稳定上的问题。有学者尝试对减涡管和去旋喷嘴的结构进行改进，均取得了一定的优化效果。通过对现有研究的梳理可以发现：目前还缺乏描述总压损失的理论模型，熵分析可以作为新的入手点研究总压损失机理。近期研究表明总压损失主要出现在转折位置，这一点与静压损失有所不同，也为减涡器的改进优化提供了思路。

摘要:进气道作为发动机上游的重要气动部件，其性能对整个飞行器的工作效率和运行能力都有着重要影响。本文首先详细阐述了进气道的几何调节需求，指出了传统机械调节方案存在的不足以及形状记忆合金在可调进气道中诱人的应用前景，而后简单介绍了形状记忆合金的基本特性和典型航空应用进展。最后，总结了形状记忆合金在飞行器进气道中的应用情况，重点介绍了美国SAMPSON计划在智能进气道领域所取得的成果。

摘要:针对航空发动机热管理系统的需求，提出了一种基于3D打印技术的正八面体类多孔结构换热器，并对其内部的流动传热问题开展研究。通过研究发现，正八面体类多孔结构可以有效提高换热器的效能。但随着结构系数C_e的减小，管外流阻会急速增加。当C_e减小到10后，管外阻力系数增大到光管的18.2倍。为此，本文开展了换热器内部的结构优化，在提高内部换热的情况下，尽可能减小换热器管外空气侧流阻，使得换热阻力综合系数值达到最优。

摘要:根据发动机相似工作原理以及平方和(Sun of squares, SOS)规划，基于发动机全飞行包线的换算线性变参数(Linear parameter varying, LPV)模型，提出了一种基于区域极点配置的航空发动机全包线切换/ LPV控制方法。根据发动机相似换算参数，建立换算状态变量模型。以高压换算转速为调度参数，利用多项式拟合得到全包线慢车以上的换算LPV模型。考虑基于区域极点配置的/LPV控制问题，将LPV闭环系统的极点配置在复平面上一个期望的区域内，并将LPV闭环系统稳定性条件转化为SOS约束，进行控制器求解。基于Lyapunov理论，设计全包线的切换LPV控制器，保证切换闭环系统Lyapunov意义下稳定。仿真结果表明,设计的切换LPV控制器能保证全包线内系统稳定且具有较好的鲁棒性能和动态响应性能。

摘要:针对辅助动力装置(Auxiliary power unit,APU)故障预测时，仅基于快速存取记录器（Quick access recorder,QAR）数据存在实时性欠缺或精度不足的问题，提出了基于实时报文数据的APU故障预测方法。首先，对报文所采集的数据进行预处理，将每次航班的报文数据规整为一条数据集；其次，从参数阈值、维修记录及APU序列号变化情况等角度对数据集进行标注工作；随后，针对特征选择算法具有较差解释性的缺点，提出通过相关性分析选取能够表征APU运行性能的参数；最后，建立基于支持向量机（Support vector machine, SVM）的多参数故障预测模型并优化。经验证，该模型提高了预测正确率，为APU视情维修策略的制定提供参考。

摘要:基于高阶间断有限元方法(Discontinuous Galerkin method，DGM), 对旋转非惯性系下耦合了修正的一方程S-A模型的RANS方程进行了离散求解。为了在稀疏网格上获得更贴近真实的物面形状，使用了多层高阶弯曲网格方法对物面进行拟合。非定常时间推进采用了隐式双时间步方法，每个时间步产生的线性系统采用预处理的方法，即广义最小残差方法(Generalized minimal residual method，GMRES)来求解。计算了旋转圆柱绕流以及经典翼型振荡算例的升力和力矩迟滞曲线，与实验结果以及前人的计算结果对比验证了本文方法的正确性和有效性。

摘要:飞机空调冷却系统通过冲压空气进气道引入冷却空气。为了给飞机电子设备散热提供更大的冲压空气引气量，考虑在冲压空气进气道中安装引射器。针对5和10 km两种飞行高度，采用数值方法研究了飞行马赫数为0.2~1.2的冲压空气进气道以及冲压引射进气道流场。研究结果表明，在同一高度上，冲压引射进气道内的质量流量增比随着飞行马赫数的增大而减小。在低空低速时（飞行高度为5 km，飞行马赫数为0.2），引射器对增加引气量的效果较好，冲压空气进气道内引气量提升约为96.87%。本文的冲压空气引射进气道研究可以为飞机空调冷却装置的改进提供理论参考。

摘要:通过定性定量实验手段研究了以水为单介质流体的某农用喷雾器喷嘴出口流场。首先采用单反相机常规拍摄方法，记录了喷雾压力在50~4 000 Pa范围内的喷嘴出口流场，发现了随着喷雾压力增大，喷嘴出口射流的形状经历了形成液泡到液泡破裂的过程，以及射流发展及最终稳定过程。然后通过PIV测速技术对喷雾压力在1 000~4 000 Pa范围内的喷嘴出口流场进行了定量测量实验研究，获得了在纵向截面上，喷嘴出口速度随喷雾压力增大而增大，且在中心线上的速度随着离喷口距离的增加均呈现振荡衰减的变化规律。在同一位置横向截面上，随着喷雾压力的增加，旋流强度越强，流速越大；而在同一喷雾压力下，离喷嘴出口距离越近的横截面处旋流强度越大，流速也越大。本文实验研究结果验证了PIV测速技术可以用于水雾滴的速度场测量。

摘要:为研究低速引射对高超声速飞行器气动加热的影响，对高超声速来流条件下大面积平板引射进行数值模拟，讨论了引射孔结构、迎角和引射入口速度对边界层流场的影响，得到了不同引射孔结构下壁面热流，引射影响因子及流动参数随引射入口速度的变化。结果表明：低速气体引射在一定程度上能缓解引射区域壁面和下游壁面的气动加热情况。4种引射状态中引射孔结构4（即面引射）壁面热流最低，其他3种引射孔结构冷却效果基本相当。相同条件下10°迎角低速气体引射降热效果明显优于0°迎角的情况。引射入口速度v= 20 m/s时， 0°迎角情况下，引射区引射影响因子约为0.23，即壁面平均热流降低约23％；10°迎角情况下，引射区引射影响因子约为0.45，约为0°迎角情况的2倍。

摘要:对有无楔板超燃冲压发动机模型内横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟，分析了进口马赫数对超声速燃烧流场特性及特征参数分布的影响特性。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes（N-S）方程，对不同进口马赫数下的燃烧流场进行了数值模拟，细致对比了流场激波结构、喷流穿透深度、燃烧阵面，燃烧效率及总压恢复系数等参数随进口条件的变化特征。结果表明：无论是否存在楔板结构，喷口后流场压强均随着进口马赫数的增加而减小，并且随进口马赫数的增加，氢气喷流穿透深度减小，楔板对喷流穿透深度基本无影响。较无楔板结构而言，设置楔板结构可以缓解燃烧室内流场对马赫数变化的敏感度，使燃烧更为稳定。在同一进口马赫数条件下，楔板布局有明显的促燃作用及激波点火效果，在一定程度上可增加此类发动机工作的马赫数范围，但以总压恢复系数略微降低为代价。

摘要:为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布，为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据，设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型，在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中，使用13根壁压管测量了洞壁压力分布，试验马赫数范围0.4~0.86，模型展长与试验段宽度比例为65%~90%。结果显示，大展弦比飞机模型展长超过临界值（70%试验段宽度）后，亚声速范围内洞壁压力会产生突变，跨声速洞壁压力变化不大；大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制，跨声速试验模型展长可适当放宽要求。

摘要:为解决跨声速风洞测力试验模型的俯仰振动问题，研制了一套主动减振系统。该系统利用了模型/天平/支杆系统的响应特性，采用主动控制方法，以天平信号作为输入，采用速度负反馈，使用安装在支杆后端主动接头内的压电陶瓷作动器来抑制模型振动。地面试验结果表明，主动减振系统使模型/天平/支杆系统的俯仰一、二阶阻尼比分别提高20.8倍和12.8倍。风洞试验结果显示，法向力和俯仰力矩振动幅度分别下降71.0%和57.5%，风洞试验结果还表明主动减振系统对气动系数的影响相对较小。主动减振系统在多个模型的风洞试验中也得到验证，显示出良好的减振性能和模型适应性。

摘要:纤维增强树脂基复合材料(Fiber reinforced polymer,FRP)的疲劳剩余刚度分布数据是FRP结构疲劳可靠性评估的基础数据之一。本文首先提出了一种剩余刚度概率模型。该模型的中值曲线为指数函数和线性函数的组合，且在给定归一化寿命下的剩余刚度服从正态分布。然后完成了两种铺层的玻璃纤维和碳纤维试件静载及疲劳试验，得到两种材料不同载荷下的剩余刚度变化曲线。通过研究发现，本文提出的模型可以较好地描述试验结果。

摘要:采用了分析力学的方法，基于最小势能原理，DNA弹性曲杆的Euler-Lagrange方程组，运用弹性细杆模型拟合了A-，B-，Z-DNA的r-h曲线，讨论了弹性细杆模型描述3种DNA几何构型的可行性。与实验数据对比发现，通过计算，给定合适的曲率κ、挠率τ、扭转角χ，圆截面弹性细杆模型可以用来描述A-，B-DNA的几何构型；当椭圆截面的长宽比k=0.141时，采用椭圆截面弹性细杆模型拟合Z-DNA的r₀ -h曲线与实验结果相一致。此研究内容有望为DNA分子构型的研究与探索提供参考。

摘要:采用表面打磨，80 ℃、接触压固化的方法，利用碳纤维/双马复合材料预固化补片对边缘裂纹的铝合金厚板进行双面胶接修补，测试修补前后的静态和疲劳性能，并结合高低温老化和常温油浸试验考核其耐煤油性。结果表明：修补后平均破坏载荷由94.313 kN增加到143.593 kN，提高了52.25％；疲劳寿命由2 019次循环增加到34 698次循环，提高了16.19倍；临界裂纹长度由13.5 mm增加为27.5 mm；裂纹扩展速率由2.72 mm/1 000循环降低为0.59 mm/1 000循环。在300次循环高低温油浸及180 d的常温油浸试验条件下，燃油对试验件疲劳性能无影响，同时修补试验件对煤油品质无明显影响。

摘要:以二甲基亚砜/三氯甲烷作为新型双组分溶剂体系，利用溶剂置换法将纤维素纳米纤维（Cellulose nanofibers, CNFs）与二醋酸纤维素（Cellulose diacetate, CDA）复合；利用熔融沉积（Fused deposition modeling, FDM）3D打印技术，在平行导电板上直接打印成型蜂窝状的碳纤维(Carbon fiber, CF)/聚乳酸（Polylactic acid, PLA）复合材料支撑体；采用静电纺丝技术使CNFs/CDA复合纳米纤维直接沉积于蜂窝状CF/PLA支撑体上，制备了基于3D打印技术的CNFs/CDA复合纳米纤维膜装置。利用透射电镜(Transmission eletron microscopy, TEM)、扫描电镜(Scanning electron microscope, SEM)、傅里叶红外光谱(Fourier transform infrared spectroscopy, FTIR)、X射线光电子能谱(X-ray photoelectron spectroscopy, XPS)等测试技术对所制备CNFs/CDA复合纤维膜的形貌与结构进行了表征，并测试了CNFs/CDA复合膜装置对蛋白质的吸附性能。结果表明，当CNFs的质量分数为0.5%时，CNFs/CDA复合纳米纤维平均直径可达(381±116) nm，纤维直径分布更均匀，超过80%的纤维尺寸保持在200~500 nm范围内。而且，基于3D打印技术的CNFs/CDA复合纳米纤维膜装置对牛血清白蛋白（Bovine serum albumin, BSA）具有一定的吸附能力，最高吸附量可达433.89 mg/g。

摘要:为深入研究梯形螺纹振动辅助冷挤压机床的加工过程，延长挤压丝锥寿命以及提高梯形内螺纹质量，本文建立了一套基于虚拟仪器的专用在线监测系统。研究了不同挤压工艺参数下加工过程中的振动、声发射、扭矩以及温度信号，并通过对信号的分析处理，揭示了不同工艺参数与加工过程信号之间的内在联系。研究结果表明，随着主轴转速和润滑油黏度系数的提高，振动、声发射信号的均方根值不断提高，振动、声发射信号频率由低频向高频移动，扭矩和温度也不断提高。激振频率的最优值在18 Hz左右。

摘要:基于ABAQUS有限元及其二次开发平台，建立了多年冻土地区机场沥青道面地基温度场分析模型，对不同宽度道面地基温度场进行对比分析，同时对地基温度场影响范围、地基最大融化深度进行研究。结果表明：机场道面宽度对地基温度场影响明显，在相同时间条件下，随着道面宽度的增加，地基融土核最高温度不断上升融土核面积不断扩大，且椭圆形融土核中部越来越饱满；外界温度对5 m深度内地基温度影响显著，随着深度的增加影响越来越小，达到一定深度后地基温度基本保持不变；不同道面宽度地温沿水平方向温度变化呈“Z”形分布，越接近道肩处温度变化越明显，同时道面对天然冻土的影响范围约为距道肩20 m内；道面中心处融深随宽度的增加呈现两个阶段上升趋势，且道中融深明显大于道肩融深，道肩融深受机场道面宽度影响很小。基于此建立了道中地基融深受道面宽度影响的变化规律，为多年冻土区机场建设提供相应的理论依据。