摘要：以一种钛合金多层变厚度梯度增强刚性结构为研究对象,采用超塑成形/扩散连接技术进行了整体化结构制备。采用CAE技术对梯度增强刚性结构进行了成形有限元模拟仿真分析,通过有限元仿真结果中零件厚度变化、贴模度、是否产生成形缺陷等指标评判结构设计的合理性,对成形质量进行了评估,对结构及成形工艺进行了优化,并对整体化梯度增强刚性结构进行了成形试验验证。结果表明,采用合理的设计结构,可以实现基于超塑成形/扩散连接工艺的梯度增强刚性结构零件制造,零件成形质量良好,厚度分布满足设计和使用需求,成形试验结果与有限元分析结果一致。

摘要：针对高级加密标准(advanced encryption standard,AES)用于图像加密安全性不高、密钥空间小等问题,提出一种基于四维混沌系统的改进AES图像加密算法。密钥由四维混沌系统得到,通过在Lorenz-Chen-Lu混沌中引入非线性项、反馈控制器等提升了混沌复杂度,经过动力学特性、稳定性分析,验证了其混沌特性。加密时,使用混沌Cubic-S盒和动态交叉变换的方法对传统AES进行了改进。同时,对密钥扩展函数进行了修改,使得每一轮密钥与上两轮密钥有关,并将混沌序列引入其中,提升了密钥的安全性。该算法的密钥空间达2476,密文图像信息熵为7.9977 bits,像素数变化率和统一平均变化强度分别为99.613%和33.473%,像素间相关性接近于0,加密速度为45.85 Mbits/s。仿真结果表明,密钥具有良好的敏感性,加密算法具有良好的安全性和鲁棒性,能实现快速加密和有效抵抗各类攻击。

摘要：确定顶层需求指标是民机设计流程之初的重要工作。针对民机顶层设计工作,提出一套民机顶层需求定量权衡方法。根据民机顶层需求与概念设计之间的关系,将概念设计方案的特性参数视为一组可行的顶层需求。将顶层需求的权衡分析问题转换为对飞机总体设计参数的优化问题。选择“经济性、舒适性、环保性、适应性、安全性/可靠性”这5条判断准则,建立民机顶层需求综合评价模型,评估顶层需求的综合竞争力。以竞争力最大为目标,优化概念方案,确定最优的顶层需求组合。在宽体客机案例中,得到了比初始需求更合理的顶层需求,验证了所提方法的可行性。

摘要：某型水陆两栖飞机在某次试飞过程中的水面高速滑行阶段出现海豚运动和机翼振动的异常现象,针对该现象展开原因分析研究。首先,建立飞机结构动力学有限元模型,研究弹性体飞机的固有动力特性;然后,建立双质量弹簧系统模型,结合水动力学研究飞机在水面滑行的运动特性;最后,结合飞机固有动力特性和水面高速滑行运动特性,分析飞机在水面高速滑行过程中机翼产生异常振动的原因。研究结果表明:飞机着水时因着水姿态以及自身静稳性等因素发生海豚运动;在某个运动时刻,当运动固有频率与机翼的一阶弹性模态频率耦合导致机翼振动。研究结果既为后续研究异常避免措施以及保证滑行试飞安全,提供了理论依据;也为水陆两栖飞机振动设计以及水面高速滑行振动分析提供了一种研究思路。

摘要：旋翼激励是直升机振动的主要源头,影响直升机驾驶员操纵性、机上人员舒适性及结构疲劳寿命。振动问题一般在试飞过程中暴露出来,问题处理和解决往往需要大的周期和代价,影响直升机研制。直升机振动响应预计是解决振动问题的主要手段之一,可以在早期发现振动问题,方便在型号研制早期开展优化设计或解决预案。本研究基于机体动力学仿真模型,以固定坐标系下的桨毂中心振动载荷作为输入,得到机体关键位置的振动响应,形成旋翼激励下直升机振动响应预测的方法。通过某直升机在尾桨激励下关键位置响应预计与实测数据对比分析,表明该方法得到的振动响应随速度的变化规律与实测数据一致,精度满足工程需要。该方法在新机振动响应分析、振动问题排查及振动控制方案制定等工作中具有较高的工程价值。

摘要：对过冷大水滴(Supercooled large droplets,SLD)在不同粒径、过冷度、撞击速度及壁面温度下的撞击结冰特性进行了实验研究。设计了一套SLD发生装置,通过高速摄像机记录SLD撞击结冰过程,分析了各因素对SLD撞击结冰特性及冻结时间的影响。实验结果表明:SLD撞击壁面后呈现出摊开-回缩后结冰、摊开-回缩时结冰和摊开的过程中结冰3种典型结冰特性,水滴的过冷度及壁面温度对SLD的结冰特性具有显著的影响;SLD撞击后的冻结时间随着水滴直径的减小、过冷度的降低、撞击速度的增加和壁面温度的降低而减小。

摘要：以TC4粉末为原料,采用激光沉积制造技术,对选择性激光熔融成形件进行连接,可获具有复杂精细结构的大型整体构件。对连接成形件试样进行拉伸性能测试,利用光学显微镜(OM)及扫描电子显微镜(SEM)观察了各区域组织及断口形貌,研究连接件组织与性能的关系。结果表明:连接件组织差异明显,分为选择性激光熔融(selective laser melting,SLM)、热影响区(heat affected zone,HAZ)、激光沉积制造(laser deposition manufacturing,LDM)3个区域,SLM区由α片层组成,HAZ由分布更加杂乱的α片层组成,LDM区由长直的α′马氏体组成,3个区域显微硬度依次降低。连接件的强度和塑性低于SLM成形件,抗拉强度均达到1140 MPa以上,屈服强度达到1050 MPa以上,连接件的伸长率降低48.41%,断面收缩率降低35.14%,强度降低较小,塑性降低较明显。连接件的断裂位置发生在LDM区,断裂机制为半解理半韧性断裂。就两种不同沉积方向的连接方式而言,LDM与SLM沉积方向垂直的连接方式,其强度和塑性均高于LDM与SLM沉积方向平行的连接方式,这是由于连接件各部分性能相对较好的协调和匹配所致的。

摘要：地面试验是目前航空结构最重要的一种验证手段,为保障复杂杠杆加载系统在飞机大变形下的安全性,对飞机结构试验系统的虚拟装配技术进行了研究,建立了基于XML的虚拟装配模板,研发了可扩展的试验设备模型库,在CATIA平台下实现了试验加载与支持系统的虚拟装配。提出了一种杠杆加载系统运动平衡方程和迭代求解方法,根据飞机结构仿真变形计算得到各加载步加载设备的空间位置,并采用坐标转换实现加载设备在加载过程中的运动模拟,同时对加载运动过程中多加载通道之间、加载系统与支持系统之间进行碰撞检查。算例表明能够发现碰撞干涉问题,为试验设计与实施提供技术支撑,降低试验风险。

摘要：APU进气管道的流场特性研究是APU进气系统设计中的关键部分,针对某型民用飞机APU进气管道外形对APU进气系统性能的影响进行了研究,为了分析APU进气管道及进气风门对进气系统总压力、压力恢复、进气畸变的影响,以某型宽体客机的APU进气管道和进气风门为例,利用CATIA软件构建了三维模型并利用Design Modeler进行流体模型填充和前处理,然后把模型导入至Fluent软件中进行流场的仿真计算,仿真过程中简化了进气管道和飞机尾椎的模型,选取了合理的边界条件,分析不同工况条件下进气管道的气动性能,仿真结果表明所设计的进气管道能够较好满足APU进气系统的需求,确定出了最优的进气管道结构尺寸,为后续的产品设计提供理论支撑。

摘要：为探索离心压气机多学科设计优化策略,进一步提高优化效率,建立了基于本征正交分解(POD)技术的离心压气机优化系统。首先选择样本数据生成快照矩阵,进行本征正交分解后,提取了占支配性的少数几个基函数,并以POD系数作为新的设计变量,构建了降阶的设计空间,从而大幅度减少了设计变量的个数。然后与离心压气机多学科优化流程相结合,建立了一种高效率的优化策略。为验证系统的可行性,以极大化等熵效率为目标,针对最大转速状态和巡航状态两个计算工况对压气机进行优化。结果表明:该优化策略在有效减少设计变量个数方面具有优势,从而使优化问题能够快速的收敛,优化后两个工况下的设计点等熵效率分别提高了3.5%和4%。