摘要:通过调研国内外相关微动疲劳研究文献，首先介绍了微动疲劳的概念和特点，总结了目前微动疲劳损伤机理研究的研究现状，主要包含微动图理论的发展以及微动疲劳微观机理的研究；其次，总结了目前影响微动疲劳寿命预测的主要影响因素，包括相对滑移幅值、接触压力、轴向载荷、摩擦系数、应力梯度以及温度等；最后，全面梳理目前被广泛研究和使用的微动疲劳寿命预测方法，总结了微动疲劳寿命预测的发展趋势及展望。经过梳理发现，考虑磨损-疲劳耦合损伤机制以及基于人工智能的微动疲劳寿命预测方法是目前研究的热点和未来的发展方向。

摘要:系统探讨了温度对第四代粉末高温合金FGH4108低周疲劳变形机制的影响。通过在400~850 ℃温度下开展应变控制低周疲劳（Low-cycle fatigue， LCF）试验，结合扫描电镜（Scanning electron microscopy， SEM）、电子背散射衍射（Electron backscatter diffraction， EBSD）和透射电镜（Transmission electron microscopy， TEM）等表征手段，揭示了温度主导下合金从循环硬化向循环软化主导机制的演化过程。结果表明，600 ℃及以下FGH4108合金表现出显著的循环硬化趋势，700 ℃以上则发生软化，尤以850 ℃最为显著。断裂模式由穿晶逐步过渡至沿晶，变形机制亦由基体内位错累积转向位错剪切γ′相及层错、孪晶协同机制。TEM观察显示，高温下γ′相稳定性下降，局部区域出现明显的层错结构及局域γ′剪切行为。EBSD分析表明，600~850 ℃范围内晶内局部畸变整体分布稳定，表明温度对位错密度影响相对有限。研究结果有助于深入理解FGH4108合金高温疲劳行为的演化机制，为新一代粉末高温合金的服役性能评估与优化设计提供理论支撑。

摘要:为揭示试样几何构型与标距对SiC_f/SiC复合材料拉伸性能的影响，从同一板材上切割了哑铃形试样（A型）和两种标距的Y型端部试样（B型、C型），进行常温拉伸测试，并利用数字图像相关技术（DIC）分析损伤演化，结合断口特征深入探讨了试样构型与标距对材料拉伸测试结果的影响。发现试样构型与标距对拉伸应力-应变曲线线性段影响较小，但构型会显著影响极限拉伸强度和破坏应变，A型试样采用平面夹持，加载中因引入附加弯矩，导致极限拉伸强度和破坏应变显著低于采用Y型吊挂夹持的B、C型试样。标距为25 mm（B型）和15 mm（C型）试样拉伸性能差异小于9%，证实了试样标距大于特征长度（L_c=0.49 mm）10倍时，尺寸效应可忽略。研究表明，Y型吊挂试样能准确获得材料真实性能，SiC_f/SiC复合材料试样标距大于5 mm可消除尺寸效应影响，研究为航空发动机热端部件性能评价与本体取样设计提供了实验依据和理论支撑。

摘要:针对多电飞机的推进系统和电力系统既相互关联又在一定程度上相互独立的情况，提出一种基于纳什最优分布式预测控制的多电航空发动机能量管理算法。首先提出了一种多电航空发动机能量管理系统架构，并对该系统各部分建模。其次针对该被控对象，基于纳什最优理论，提出了一种考虑交互变量的分布式预测控制算法。再次对该算法收敛性进行了分析与证明，给出了收敛性条件。最后，基于部件级模型的仿真实验表明，该能量管理架构及基于纳什最优分布式预测控制算法响应迅速，有良好的控制性能，对航空发动机施加控制时调节时间小于2 s，且能保证直流母线电压在合适范围内，能处理好变化的负载。

摘要:针对以涡喷发动机为动力源的烟雾发生器，基于仿真软件FLUENT中的离散相模型计算了发动机高速喷流作用下的烟雾扩散特性，获得了烟雾在高速流场中质量浓度的空间分布，进一步分析了烟雾剂流量、发动机尾喷流速度和环境风速对烟雾浓度分布的影响。结果表明，在发动机尾喷流的作用范围内，烟雾呈锥状扩散，在尾喷流作用范围下游，烟雾因回流涡团而向上扩散；三级以下的环境风可以抑制烟雾向上扩散，在更远的作用距离内对近地面进行烟雾覆盖；烟雾剂喷射流量和发动机喷流流量的增大都可以提高烟雾浓度，扩大有效防护范围。研究成果可为以航空发动机为动力源的新型烟雾发生器的开发提供参考。

摘要:为研究小Pr数液桥的浮力-热毛细对流线性稳定性，在常重力条件下（更贴合实际条件），结合两个不同的加热方式对Pr=0.011的硅液桥的浮力-热毛细对流稳定性进行了研究，并与零重力时液桥的流动稳定性进行比较。结果显示：重力存在和零重力时流动的失稳类型均为由剪切机制导致的波数为2的静态失稳，重力的引入并没有改变流动的失稳模式和失稳机制。重力存在时，加热方向的不同对液桥流动稳定性的影响不同，考虑自由液面变形时，底部加热时液桥流动的稳定性强于顶部加热时液桥流动的稳定性，不考虑自由液面变形时则与之相反。常重力时，液桥流动的稳定性并不总是强于零重力时液桥流动的稳定性，与加热方式相关；当Bo不大于0.34（底部加热）或Bo不大于3.05（顶部加热）时可以忽略重力对液桥流动稳定性的影响。

摘要:针对某离心压气机紧凑型通道扩压器，提出一种一体式叶片扩压器设计和优化方法。将轮毂曲线由常规扩压器的“直线-圆弧-直线”的形式，变为由Beizer曲线构造的“鼓包”形状，从而在保持较小的扩压器径向直径的条件下，减小轮毂转弯段的曲率，抑制轮毂处气流分离。同时增大前缘半径以增加转静子之间径向间距，将该扩压器叶片分为前、中、后3段进行优化参数探索，最终选取4类参数对扩压器进行优化。通过数值模拟对比得：优化后，离心压气机设计点压比增加1.84%，设计点效率提升2.5%，喘振裕度增加8.13%。

摘要:气驱动涵道风扇推进系统是一种新型垂直起降动力系统，由涡扇发动机与气驱动升力风扇组成。气驱动涵道升力风扇由涡扇外涵引气驱动，实现高效增推。当前加减速控制计划未考虑到双轴加速过程中的协同加速问题，用于设计气驱动涵道风扇加速控制计划时，将导致气驱涵道风扇加速过程出现推力波动。为了实现气驱动涵道风扇与涡扇发动机双轴协同加速，提出了一种基于变量替换模型的分阶段加速过程控制计划设计方法。首先在气驱动涵道风扇推进系统仿真模型基础上建立了3种不同形式的变量替换模型，根据加速过程推进系统受到的不同状态约束分阶段开展加速控制计划设计，将控制量与状态因子置换，在每个阶段采用不同变量替换模型逆向求解控制量，得到加速过程控制计划。仿真结果表明，该方案设计的涵道风扇加速控制计划与传统变量替换法相比，实现了双转子协同加速共同达到目标转速，推力超调量降低了3.3%，调节时间缩短了1.7 s，同时避免了推力波动现象。

摘要:为了解决发动机状态评估中状态信息的随机性和模糊性问题，提出了一种基于组合赋权和云模型的航空发动机状态评估方法。经过原理分析、专家经验、相关性分析，对发动机构建层级化指标体系；通过层次分析法和熵权法分别确定其主客观权重，再通过线性组合赋权法确定组合权重；针对航空发动机确定评价标准等级及其区间，通过相对劣化度映射状态等级评分、云模型进行定性分析和相似度进行定量分析；以A320系列飞机上多台发动机的QAR数据进行分析验证。其中某台使用初期的发动机结果表明：发动机从最初的强离散健康状态趋于弱离散亚健康状态，对应零部件问题的逐渐显露和磨合期趋于稳定的实际情况。因此，基于组合赋权和云模型的航空发动机状态评估模型有效，为识别发动机的状态、了解发动机的长期趋势、采取预防性维修和提高飞行安全性提供有力保障。

摘要:针对国产涡轴发动机批产过程中整机性能分散性问题，提出了一种结合制造几何参数、部件性能、整机性能3个维度的模型建立方法。首先，调研获取了200台新机重要部件制造几何参数与出厂性能参数，通过Spearman相关系数法筛选出发动机重要部件关键制造几何参数。其次，基于发动机新机出厂性能参数和部件级模型，利用部件特性修正因子对发动机部件特性图进行修正，基于粒子群优化支持向量回归（Particle swarm optimized support vector regression， PSO-SVR）方法建立了发动机重要部件关键制造几何参数与部件特性修正因子的对应关系。最后，建立发动机重要部件关键制造几何参数-部件性能-整机性能模型。验证结果表明，模型在25%额定功率状态下整机性能预测误差不超过5%，在50%、75%、95%、100%、105%额定功率状态下整机性能预测误差不超过3%。该模型能够仿真发动机重要部件关键制造几何参数对整机性能分散性的影响，可以在发动机未试车前进行整机性能预测。

摘要:涡轴-涡扇变循环发动机是一种新概念动力装置，其排气系统在结构上要适应模态的转换，同时要具备红外隐身能力。本文提出了一种模态可变的二元排气系统，展示了涡轴和涡扇状态下的结构特征，采用引射、中心锥气膜冷却、波瓣遮挡以及强化混合等技术手段对双模态排气系统的红外辐射特性开展数值研究。比较分析了涡扇模态下二元喷管出口宽高比和波瓣混合器扩张角、涡轴模态下旁路活门开启角度等参数对排气系统红外辐射特性的影响。涡扇模态下采用的综合抑制措施，可将尾向红外抑制性能提高60%以上；喷管出口宽高比从2增至4，尾向红外抑制效果能够进一步提升8%，但在更大的探测角度红外辐射略有增强；波瓣内扩张角的增大可以提升红外抑制性能，而波瓣外扩张角的增大对隐身不利；涡轴模态下旁路活门开启角度对红外辐射特性的影响复杂，存在最佳开启角度30°，此时的引射系数最高，红外抑制效果也最好。数值仿真证实了本文提出的双模态排气系统既具备功能性，又具备红外抑制的能力。

摘要:为了对分布式混合电推进系统进行性能分析及控制方法研究，建立了半涡电分布式推进（Turbo-electric distributed propulsion， TeDP）系统的动态实时模型。基于部件级建模方法搭建了涡扇发动机、涵道风扇以及电机等动态模型。采用分布式迭代的方式，设计了一种基于功率平衡的半涡电分布式推进系统的实时计算方法以提高实时性。提出了一种基于增量式模糊逻辑的能量分配策略以保证主发动机与电系统的稳定安全运行。计算结果表明：模型在主频为2.1 GHz的计算机上平均单步仿真耗时0.126 ms，初步验证了模型的实时性。所设计的能源分配策略能有效根据电池电流、荷电状态（State of charge， SOC）来调节低压轴提取功率，保证电流不超限，同时电池SOC处于健康范围。

摘要:为了研究某安装倾斜喷管发动机的运载火箭对新型发射台的冲击特性，基于三维可压缩多组分输运Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、总变差不增（Total variation diminishing，TVD）离散格式，建立了火箭燃气射流模型并用其与实验结果进行对比，验证了计算模型的准度和精度。通过数值模拟，研究不同起飞高度、不同冲击方向下射流冲击发射平台的影响，并考虑火箭漂移现象。结果表明，两台发动机羽流汇合成一道，喷管倾角导致其无法竖直通过导流孔，随着起飞高度的增加，燃气流冲击区域逐渐移动到前置设备间上表面，形成较大的热、力载荷，且漂移现象会加快该过程。随着起飞高度进一步增加，作用到台面上的载荷逐渐峰值减小但冲击区域逐渐扩大。仿真结果可为新型发射平台热防护设计以及前置设备间钢架结构强度校核提供依据。

摘要:针对传统排气式气囊缓冲性能受限及主动控制技术复杂的问题，提出一种基于梯度材料调控的变口径多孔排气气囊，提升其缓冲性能与适应性。构建单孔、双孔及三孔排气结构仿真模型，采用显式瞬态算法求解气囊跌落冲击过程中的流固耦合作用，并通过试验验证其准确性。结果表明：优化变口径的三层参数可降低排气孔撑开时的撕裂风险，负载平台最大加速度较优化前降至14.9g，双孔与三孔气囊的峰值加速度较单孔设计分别降低32.2%和40.3%。三层变口径织物通过材料强度梯度变化实现应力分级承载，应力集中于第三层外围以及排气孔上端区域。研究结果揭示了变口径多孔结构对不同载重空投任务的适应性，为空投装备缓冲系统的轻量化设计与排气孔自适应调节提供了理论依据。

摘要:冲击损伤对复合材料结构安全运行有重要影响，亟需发展结构健康监测技术来及时发现冲击损伤。提出制备碳纳米纤维薄膜的方法，并共固化在复合材料层板表层，通过电阻层析成像技术重建冲击损 伤引起的表层电导率变化分布图像对冲击损伤进行监测和识别。分别采用了Tikhonov正则化（吉洪诺夫正则化）和SpaRSA（可分离近似稀疏重建算法）稀疏正则化方法来重建损伤图像。对复合材料层板进行了冲击试验和损伤识别试验，结果表明： 电阻层析成像与碳纳米纤维薄膜相结合对冲击损伤识别是有效的；Tikhonov正则化和SpaRSA稀疏正则化方法都能对损伤引起的碳纳米纤维薄膜层的电导率变化进行重建，两者在损伤中心位置的识别方面差别较小，但在损伤尺寸的识别方面都有一定不足，通过图像融合将两者的识别结果进行整合，可以提高损伤识别的准确度。

摘要:采用雷诺平均Navier-Stokes（Reynolds-averaged Navier-Stokes，RANS）方法结合基于当地变量的γ-Re?θt转捩模型，开展了旋翼翼型的激波/边界层干扰（Shock wave/boundary layer interaction，SWBLI）特性研究。重点关注了旋翼桨尖附近可能出现的SWBLI及其对气动特性和转捩特性的影响，并研究了气流参数对SWBLI的影响规律。结果表明：激波以及SWBLI引发的流动现象（例如激波后减速和流动分离）在一定程度上可以减小翼型的摩阻，但同时其自身会导致总阻力和升力特性的急剧恶化，力矩特性也会出现剧烈的变化。在本文的计算工况范围内，迎角、马赫数对SWBLI的影响较为显著，湍流度会对SWBLI造成一定程度的影响，而雷诺数对SWBLI的影响相对较小，各参数的影响机制及规律差别较大。

摘要:针对空中加油或无人机自主回收过程中子机气动特性容易受到母机尾流干扰影响的问题，采用计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）和等效气动效应法建立双机气动干扰快速预测模型。首先，采用CFD方法获取母机的尾流速度分布场，基于逐点积分和加权平均方法计算子机在母机尾流场中的等效速度和等效角速度，进而求解出子机在尾流影响下的附加气动力和气动力矩。为验证气动干扰模型的有效性，采用CFD方法计算了不同位置处子机受到的附加气动力和气动力矩，并将结果与建立的气动干扰模型比较。结果显示，本文建立的气动干扰模型能够较好地模拟子机在尾流影响下的附加气动力和气动力矩，可大幅提高双机气动干扰的计算效率。

摘要:飞行员驾驶直升机完成目标跟踪任务时，可以通过视觉和运动等线索感知当前飞行状态从而产生相应的控制行为。为研究飞行员在不同运动反馈方式下的控制行为，在无运动反馈和有滚转角运动反馈两种情况下进行了飞行员人在回路仿真试验，并提出一种遗传算法和高斯-牛顿法的混合优化算法用于飞行员模型参数估计。通过方差分析的方法探讨了不同运动反馈方式对飞行员控制行为以及飞行员模型参数的影响。研究结果表明：利用混合优化算法得到的飞行员模型参数，能够有效表示真实的飞行员控制行为与动力学特性；在不同的运动反馈方式下，飞行员会调整其控制策略，从而提高在目标跟踪任务中的表现并调节控制活动。

摘要:中空纤维膜气体分离装置是根据混合气体中各组分在分压差的推动下通过膜的传质速率不同来分离不同组分气体，其性能与流型、进气方式和所处的海拔高度有关。建立并验证了不同流程间通用的中空纤维膜数学模型，得到了膜分离过程中产品氮气纯度、丝内压阻、渗透率等随高度的变化关系，分析了不同流程对膜分离过程的影响。研究结果显示，管侧进气逆流时的产品氮气纯度比顺流高，两者差距随着高度上升先增大后减小；逆流流型下管侧进气得到的产品氮气纯度比壳侧进气高，分离效果更好。低空下流型对机载中空纤维膜装置性能的影响更大；高空下进气模式对机载中空纤维膜装置性能的影响更大。

摘要:针对300/40碳纤维芯（棒芯）导线压接区因挠度变形引发的结构可靠性问题，提出了基于Timoshenko梁的挠度计算方法，理论推导了剪切效应影响下碳纤维芯（棒芯）导线压接区的挠度计算公式，并通过有限元仿真进行了分析。结果表明：长径比为17.14的300/40碳纤维芯导线压接区在10 t压接载荷作用下的最大挠度值为0.011 6 m，与有限元仿真结果0.012 8 m基本吻合。该理论解具有很高的计算精度，且其形式简单，利用该公式进行求解可避免有限元仿真中建立模型、网格划分等复杂的求解过程，计算效率显著提升，且具有一定的普适性，还可用于300/50钢芯铝绞线压接区的挠度计算。研究成果可为碳纤维复合芯导线压接工艺优化及工程应用提供重要参考。