摘要：涵道风扇无人机可以实现起降与悬停,结构简单可靠且安全系数高。针对常规水空两栖无人机起降环境受限、折叠翼机构冗余与气动效率较低等问题,设计一种新型双涵道风扇水空两栖跨介质无人机。借鉴水下无人潜航器和无人驾驶飞机对机身进行优化设计,并采用倾转双涵道风扇动力系统。基于改进叶素动量理论,得出小型涵道风扇升力计算理论公式。分析力学物理场下无人机整体的结构振型,并通过流场有限元仿真验证整机的气动性能。分析结果表明:改进的小型涵道风扇升力计算公式计算结果与风洞试验结果基本一致,两者最大误差为4.5%,设计出的小型涵道风扇可提供20%的附加升力,气动效率高;通过模态分析发现该无人机机体结构较为稳定,振型合理;完成了风洞试验与新型涵道风扇水空两栖无人机在不同介质下的试飞验证,证明了无人机设计方案的可行性。

摘要：机载ACARS(Airplane Communication Addressing and Reporting System)通信管理单元(Communication Management Unit,CMU)作为数据交换的核心设备,在数据链通信管理中发挥重要作用。通过结合IMA(Intergrated Modular Avionics)分区操作系统对机载ACARS进行研究,提出将CMU作为分区应用驻留到IMA分区操作系统的方法,运用AADL(Architecture Analysis&Design Language)建模语言构建机载ACARS系统架构和CMU分区软件模型,利用故障树分析法对该架构进行安全性分析,得出符合机载ACARS适航性要求的安全性分析结果,验证了将CMU作为分区应用驻留到IMA分区操作系统的可行性。

摘要：为实现无碳小车开环轨迹运动,设计并制作了一种基于凸轮机构的无碳小车,可以通过更换凸轮实现不同开环轨迹的运动。首先,结合小车功能要求,设计出小车的整体结构和基本参数,其次,根据已知坐标点利用贝塞尔曲线对理论轨迹进行拟合,获得前轮转角曲线及推程曲线并将其极坐标化得到理论凸轮轮廓,经凸轮原理分析,对凸轮轮廓包络处理,获得实际凸轮轮廓曲线。最后,根据小车实际运行轨迹在MATLAB中进行参数反推仿真,模拟误差产生方式,得出最优调整方案。结果表明,凸轮基圆直径和转向偏距对开环运动轨迹均有影响,其中,凸轮基圆直径对整体运动轨迹影响较大,可作为整体轨迹修正参数;转向偏距对中后程运动轨迹产生旋转偏移,可作为局部轨迹修正参数。文中所述模型及对轨迹误差的研究具有普适性,对开环轨迹小车调试具有较高的指导意义。

摘要：翼型几何参数对旋翼的气动特性影响较大。本文针对涵道共轴双旋翼模型进行数值模拟计算,研究不同几何参数对旋翼气动特性的影响规律,以提高涵道共轴双旋翼的气动效率。结果表明,翼型弯度和桨根安装角的增加均可以显著提高涵道共轴双旋翼的总拉力。当拉力系数小于0.04时,小弯度翼型的气动性能参数高于大弯度翼型;随着拉力系数继续增大,在涵道唇口绕流与上旋翼翼尖涡之间以及双旋翼尾迹之间出现气动干扰和涡流轨迹紊乱;涵道出口内壁面发生局部流动分离成为小弯度翼型气动性能参数迅速下降的主要原因。大弯度翼型的气动性能参数变化平稳,拉力系数较大时的气动效率优于小弯度翼型,NACA6412的桨根安装角在20~40°之间进行旋翼设计是更好的选择。

摘要：为了分析风扇转子叶片前缘侵蚀对压缩系统不同内外涵工况气动特性的影响,通过多级联算数值分析了某型大涵道比发动机压缩系统气动特性变化。研究结果表明,在峰值效率点工况下,前缘侵蚀后的发动机压缩系统总压比、等熵效率和通道流量分别相对下降0.18%、0.879%和0.972%。对风扇转子叶片而言,前缘侵蚀导致外涵道近喘点工况下95%叶高处表面静压系数曲线轴向0~24%区间的斜率下降,静压降低,轴向24%~40%区间的斜率上升,使叶型负荷降低,增压能力下降,激波向前移动。此外,前缘侵蚀会使外涵道近喘点处整体风扇叶片的攻角增大2°左右,导致叶片气动效率和失速裕度产生变化,偏离原始叶型设计。

摘要：热障涂层是航空发动机及燃气轮机热端部件的关键热防护技术。随着热障涂层技术的发展,发动机的工作温度大幅提升,燃油效率和推重比显著提高,但热障涂层却面临日趋严重的高温腐蚀问题,包括环境沉积物(主要成分为CaO,MgO,Al_(2)O_(3)和SiO_(2),简称CMAS)腐蚀、熔盐腐蚀以及CMAS和熔盐的耦合腐蚀,它们会导致热障涂层过早失效,严重威胁航空发动机和燃气轮机的安全运行。本文综述了CMAS、熔盐、CMAS+熔盐等腐蚀问题的产生和腐蚀机理,重点从新型抗腐蚀热障涂层材料开发、涂层结构设计两方面总结了国内外在抗高温腐蚀热障涂层方面的研究进展。通过全面梳理高温下热障涂层的腐蚀问题及防护方法,展望了未来抗高温腐蚀长寿命热障涂层的研究方向。

摘要：随着飞机数字化程度的提高,飞机在全寿命周期内会产生大量的多源异构数据,这些数据为保障飞机的安全提供了重要支持。本文梳理了飞机全寿命周期内常见的数据源类型,包括初始适航设计数据、运营可靠性数据、运行维护数据以及机载设备数据等,结合不同数据源类型的数据特征,介绍了多源异构数据的融合应用措施,详细分析了数据融合技术历经的四个阶段。在此基础上,介绍了融合数据的故障诊断方法,并与传统单一数据来源的故障诊断分析方法对比,得出多源异构数据的融合应用能够更加准确地分析故障成因,起到辅助排故与维修性设计的作用,是飞机故障诊断中数据应用技术的发展趋势。

摘要：为了研究碳纤维编织复合材料的去除机理,探明纤维编织方向对磨削加工性能的影响,设计并制备了单向复合材料C/SiC,并沿纤维典型方向进行了磨削实验。结果表明,单向复合材料磨削时,切向磨削力和法向磨削力均呈如下规律:法向磨削>纵向磨削>横向磨削;磨削加工过程中表面粗糙度值呈如下规律:纵向磨削>法向磨削>横向磨削。对加工表面显微形貌的分析,揭示了陶瓷基复合材料微观多向去除机理。

摘要：通过改变射流孔的布置调节燃烧室的流量分配是提高燃烧室燃烧性能的重要设计方法.为了降低燃烧室流量分配设计时总结各射流孔流量规律所需的仿真计算成本,根据在研的微型燃烧室几何模型和初次仿真结果建立了燃烧室流量-压力数学模型,提出用计算替代大量仿真获取射流孔当地流量规律的流量放缩拟合法,并进一步根据燃烧室流量-压力数学模型和射流孔当地流量规律设计得到满足目标流量分配要求的射流孔布置方案.结果表明:在初始算例流量分配误差较大的情况下,仅需两次设计计算流程即可以将燃烧室各排射流孔流量与目标流量的相对误差减小到5%以下.与传统方法相比,该方法总结射流孔当地流量规律所需的数据量小,且考虑了燃烧室整体几何因素对横向射流的影响.

摘要：可磨耗封严涂层的结构特性对涂层工作性能和服役寿命有重要影响,但缺乏这方面的系统介绍.封严涂层主要用于航空发动机机匣—叶尖之间的间隙控制,提升机匣与叶尖之间的气密性,并作为牺牲涂层来保护叶片叶尖,防止在叶尖与机匣碰摩过程中发生"硬碰硬"的碰撞.综述了多层多孔结构、蜂窝-涂层复合结构和纳米结构三种结构形式的封严涂层及其相应制备技术.发现多层多孔结构目前仍然是封严涂层的主要应用结构,这种结构主要通过在喷涂过程中调控涂层孔隙,达到涂层可磨耗性、结构强度、抗氧化和耐腐蚀等多种性能的平衡.结合蜂窝结构封严与可磨耗封严涂层各自的优点,设计和制备出蜂窝—涂层复合结构封严,这种结构能够提升封严的结构强度和抗氧化性.随着纳米技术的发展,设计和制备出纳米结构封严涂层,相比传统可磨耗封严涂层,纳米结构封严涂层表现出更好的综合性能.最后,提出纳米结构、仿生结构可能成为未来航空发动机可磨耗封严涂层结构设计的发展趋势,而3D打印技术的日趋成熟将能够制备出更加多样化的涂层结构.研究结果对可磨耗封严涂层的结构设计、制备和实际应用具有参考意义.