摘要:舰载机的强大噪声严重威胁到航母甲板上工作人员以及海军基地周边社区人群的健康。降低舰载机噪声是舰载机技术领域的重要研究课题之一。从舰载机噪声带来的影响和危害出发,阐述了尾喷流噪声在舰载机噪声中的核心地位,综述了舰载机尾喷流降噪技术的最新研究进展,提出了必须结合多种技术手段才有可能解决舰载机噪声问题。

摘要:综述了国内外在复合材料轴方面的研究进展及应用,分析了不同铺层设计对复合材料轴的疲劳载荷、损伤以及振动的影响。总结了复合材料轴设计的一般原则,提出了后续航空发动机复合材料主轴设计时的研究工作建议。

摘要:为了给先进涡轴发动机总体性能设计和尺寸与重量计算提供技术参数选择依据,本文收集了10台1~4代国外典型的涡轴发动机技术参数,建立了总体性能计算和尺寸与重量计算的涡轴发动机技术参数评估模型并开发了计算程序,利用计算程序对收集的技术参数进行了评估,获得了涡轴发动机技术参数的水平和发展趋势,并预测了下一代先进涡轴发动机的技术参数；以技术参数发展趋势为基础,研究了各部件主要的气动、结构、强度、材料参数变化对涡轴发动机性能的影响。本文获得的涡轴发动机技术参数发展规律及其对发动机性能参数的影响,为先进涡轴发动机总体设计提供了依据。

摘要:对航空产品而言，重量是最重要的指标之一，当前最有效的减重方法是发展低密度材料。介绍了低密度、高强度且具有良好损伤容限特性的铝锂合金材料。通过其与常规铝合金、先进复合材料进行性能对比和权衡研究，重点分析了第三代先进铝锂合金的性能特点及其在先进民用飞机上的应用；给出了铝锂合金国产化应用分析和建议。研究结果可作为民机设计选材和减重优化的参考和借鉴，并有助于铝锂合金材料的推广应用。

摘要:对攻角为18度的NACA0012地效翼在模型风洞中进行实验,利用三维热线风速仪对地效翼后缘附近尾迹区内测点的速度脉动进行采样,分析不同飞行高度下大攻角地效翼的非定常流动特性,为大攻角地效翼非定常空气动力特性的研究和流动控制提供可靠的依据。研究结果表明：地面效应下,大攻角地效翼后缘涡系形成位置后移；随着地效翼高度的降低,非定常流动的脉动频域宽度减小,速度脉动特征频率减小。

摘要:复合材料与金属胶接单搭接的次弯曲效应引起的剥离应力，会大大降低了接头的强度。本文采用有限元方法分析了复合材料铺向角及铺层顺序对次弯曲的影响以及斜削对次弯曲的影响。并进一步研究分析了次弯曲和胶层剥离应力、板的弯曲刚度之间的关系。研究发现次弯曲影响着剥离应力的大小；弯曲刚度越大，则次弯曲越小；斜削有助于减小次弯曲。

摘要:多孔元件是飞机结构中很常见的结构细节，起始于多个紧固件孔边的多条三维裂纹的疲劳扩展预测是结构多部位损伤寿命评定的重点问题和技术难点所在。本文建立了一种高效实用的三维多裂纹扩展数值分析方法，能对萌生于带锪窝孔边的多条三维裂纹，实施疲劳裂纹扩展中的有限元快速建模和自动网格更新，进行三维多裂纹扩展全程自动数值模拟，并利用净截面屈服作为判定最终失效的准则。通过单锪窝孔双边非对称裂纹两种开裂模式情况下的算例分析计算，并与试验实测结果对比，显示了本文扩展分析方法的有效性。

摘要:机翼中泡沫夹芯结构的使用可以有效降低结构元件的重量，从而对复合材料泡沫夹层板的优化设计研究就显得十分重要。本文基于遗传算法设计了可以同时进行铺层角度和铺层厚度的优化算法，在该优化设计中采用了分区优化技术及浮点数编码对铺层厚度和铺层角度设计变量进行了设计。使用上述优化方法对复合材料机翼盒段泡沫夹芯蒙皮进行了铺层优化设计，优化后翼盒的重量比优化前的翼盒重量降低了38.2%。优化结果表明对复合材料机翼盒段夹芯蒙皮的优化设计可以有效的降低重量，为泡沫夹芯结构的使用提供了一定的参考。

摘要:本文利用ABAQUS平台建立胶-螺混合连接三维渐进损伤模型，采用界面层损伤判据及退化方法来模拟胶层的损伤破坏，深入分析胶-螺混合连接结构强度及影响因素。首先，对胶-螺混合连接结构强度与胶接结构、螺接结构进行对比分析，细致的阐释了胶-螺混合连接与胶接结构承载机理及胶接区应力分布形式，证明胶-螺混合连接结构强度优于胶接结构和螺接结构；其次，分析讨论了钉头型式及宽径比对混合连接结构强度和损伤形式的影响，对比得到可以有效提高结构强度的钉头型式及最佳宽径比。

摘要:复合材料层合板广泛应用于航空航天结构，开口补强问题也一直受到关注。本文以含大开口复合材料层合板为研究对象，针对拉伸、剪切、压缩三种不同工况，分别采用不同材料和不同补强型式进行补强结构优化设计。以补强结构重量为目标函数，采用多级优化方法，对补强结构参数进行优化设计。对不同补强型式，不同补强材料下的重量特性进行了对比分析。研究表明，在各种工况条件下，相较于螺接补强及共固化补强，插层补强型式较优，结构重量增加较小。

摘要:本文针对新一代运载火箭在垂直转运与垂直发射过程中所受地面风载荷的影响问题进行了研究。针对地面风载荷产生的复杂原因，将地面风载荷按产生原因与主要影响方向分为四种不同的地面风载荷。利用MSC.Patran/Nastran软件的随机分析模块分析了运载火箭在四种地面风载荷作用下的响应特性，得到了运载火箭在参考风速为4 ~ 20m/s下的位移响应。研究表明：四种风载荷位移响应随参考风速的增加而增大，并且随着参考风速的增加，脱落涡载荷对火箭位移响应的影响越显著。

摘要:为了用由本课题组提出的基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型模拟跨燃、亚燃工作模态，本文用临界流量法建立了用于表征燃烧室热壅塞程度的残差方程，并以隔离段出口静压为独立变量，通过牛顿迭代法迭代求解残差方程，模拟了燃烧室内存在临界截面（即喉道）但不出现热壅塞的实际跨燃、亚燃工作状态。对亚燃、跨燃模态的计算结果表明，该方法能够确定有喉道的超燃冲压发动机燃烧室一维参数分布，并具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点，为基于积分方程的超燃冲压发动机性能计算模型求解提供了一个很好的参考。

摘要:采用数值模拟的方法对大涵道比涡扇发动机排气系统性能进行了研究,得到了较满意的气动性能。同时以该排气系统为原型,深入分析了外涵可用压比、内外涵出口面积以及核心外罩长度四个参数对排气系统气动性能的影响。通过分析,为此类排气系统的设计提供了一定的研究基础。分析结果表明：1)存在一个最佳外涵可用压比使推力系数最大,但此时外涵处于欠膨胀状态,其设计规律与单喷管设计不同；2)存在一个使得推力系数最大的最佳喷管出口面积,此时喷管处于微弱的过膨胀状态,这主要与核心外罩/尾锥上的压强分布有关；3)核心外罩长度对排气系统性能存在一定程度的影响。

摘要:飞机的研发是一项大的系统性工程，传统的飞机产品结构由于零组件数据集包含有二维图纸、三维模型、临时更改单等大量文档且更改较频繁，同时制造、维修等部门在对工程数据重构中存在工作量大，转换易脱节等特点，因此最终导致产品数据管理异常复杂和困难，效率也比较低下。本文在借鉴国际主流飞机制造商经验的基础上，通过结合模块化理论和全三维设计手段，提出了一种精简的产品结构管理方式。本文以某一型号的民用飞机为例，重点从产品结构的组织模式，数据集的构成，产品数据的更改规则对该管理方案进行了阐述，从而保证了构型数据管理的便捷性和准确性，该产品结构管理方案也符合未来飞机产品研发全数字化的发展方向。

摘要:基于经验关系式的 模型是由Langtry和Menter等人针对k-ω SST湍流模型提出的。DES湍流模型与RANS湍流模型相比,LES区一般位于边界层外自由流部分,该区域的涡粘性会有所降低,本文主要研究了这一特征对 转捩模型的影响。论文以平板实验为算例,选取了基于k-ω SST湍流模型的DES和DDES模型,检验了 转捩模型在DES 和 DDES模型中的表现。数值实验表明：1、DES和DDES模型会使转捩位置推迟,SST-DES模型由于对网格过度敏感而没有触发转捩,SST-DDES模型转捩位置后移较少；2、DDES模型比DES更适合 转捩模型；3、转捩经验关系需要进行修正后才能将 应用于DDES中。

摘要:缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要。通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主/被动控制来改变缝道流动参数，提高多段翼型的气动性能。本文的目的是在不同的声激励方式下，研究多段翼型升力特性变化的规律，以探索提高增升效果的新途径。本文采用风洞实验的方法，着重研究了声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律，包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式。研究表明，在GAW-1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励，使得翼型的升力系数有了一定变化；不同的激励方式对翼型升力系数的影响不相同；在本文的研究范围内，单点声激励使翼型的升力系数减小，M型多点声激励使翼型的升力系数有少量增加。

摘要:超低空飞行的航空拖靶需要高精度的高度控制，而作为试验和训练的消耗性装备的低成本设计要求使得不能采用常规飞行器的高度控制方法。本文针对以拖曳力为飞行动力的航空拖靶，研究分析了其基于非姿态控制的定高飞行的运动特性。定高飞行航空拖靶采用高稳定性的气动布局，并基于准直接力控制的升降舵面进行高度调整操纵。通过建立拖靶的纵向运动数学模型，设计了非姿态控制定高飞行控制方法，详细分析了拖靶气动特性，并进行了定高飞行控制的仿真计算。计算结果给出了拖靶的高度控制能力及飞行状态，结果显示拖靶具有一定的高度调整能力，可以实现定高飞行。

摘要:在机翼静强度初步设计中，为了快速准确地得到其载荷包线并用于确定翼盒结构基本参数，本文研究出了一种近似计算方法。通过比较多种重量估算方法，得到三角形分布能较好的拟合机翼重量。进一步地，研究了大型民用运输机飞行临界过载特点和集中载荷等特性，综合Schrenk升力分布和三角形重量分布得到在飞行载荷下，一种近似计算机翼剪力和弯矩载荷包线的方法。并通过用两机翼风洞试验数据得到的机翼剪力和弯矩包线验证了此近似方法可行。

摘要:介绍一种基于数字散斑相关方法(DSCM)的小波去噪法。为了提高数字散斑相关方法在复合材料的变形测量精度,将数字散斑技术与小波去噪技术相结合,并采用阈值去噪法对小波系数进行阈值量化处理。为了验证该去噪法适用于数字散斑相关方法在复合材料变形测量中的应用,进行了复合材料的拉伸试验,使用该小波去噪法对数字散斑相关方法测量的结果进行去噪。试验结果表明,该小波去噪法能够较好的去除数字散斑相关测量和计算中的噪声,去噪后的数字散斑相关方法的测量结果与引伸计测量结果吻合的更好,精度更高。

摘要:为了解决大尺寸金属雷达隐身测试模型在设计中遇到的重量问题，借鉴快速成型技术中的离散/堆积理论，提出采用离散化重点剖面框架加堆积式蒙皮的模型设计方法；基于此方法设计并加工出隐身测试用的金属模型，试验证明该模型符合隐身试验要求，且实现了5m量级模型重量小于50kg的轻质化目标。此设计方法可提高隐身模型设计加工的水平和减少试验成本。

摘要:过冷大水滴规章提高了飞机在结冰条件下飞行的安全等级，将会对结冰探测系统的设计产生一定的影响。本文概述了附录O过冷大水滴结冰条件，并对附录O第I部分大气结冰条件进行了浅析；分析了FAR25.1420过冷大水滴结冰条件对结冰探测系统设计的影响，并提出符合相关要求的结冰探测方式；指出了对于目前申请在结冰条件下飞行的合格审定的最大起飞重量小于60 000磅或具有可逆飞行控制系统的飞机，按照FAR25.1420(a)(1)的要求来进行审定是一个较为合适的选择。此外，还给出了一种符合FAR25.1420要求的结冰探测系统方案。