摘要:飞机结构作战完整性是一个综合性较强的结构通用质量特性，是飞机结构发挥作战适用性和作战效能的基础，主要包括耐久性、保障性、安全性、结构能力、生存性和修复性6 方面的特性，且相同的结构设计技术 对6 方面特性的影响可能不同。为实现飞机结构作战完整性的提升，通过对飞机结构作战完整性概念及作战特点的分析，从结构作战完整性6 个主要方面特性的角度出发，探讨了其对飞机结构强度的发展需求，并分析了典型结构设计技术对飞机结构作战完整性的影响，以期为飞机结构强度的相关分析提供参考和依据。

摘要:采用积木式方法构建试验金字塔是目前已经被广泛接受的用来完成大型飞机结构强度验证的基本手段。本文概述了积木式方法和试验金字塔的发展历程和趋势，介绍了不同型号的美军机在研制过程中所建立的强度验证试验金字塔的统计结果，并且从试验层级、对象、目的和类型等四个方面比较了试验内容的数量与经费占比，由此来说明基础层级试验验证工作在强度验证试验金字塔中重要性和经济性。通过对虚拟试验在强度验证工作中的发展趋势、应用和限制的介绍，为顺利完成相关的全尺寸部件和整机的强度验证提供可靠的保障手段。

摘要:机载电子设备承载于特定的飞机结构中，特定的飞机结构就构成了机载电子设备特定的电磁防护特性；飞机结构的电磁防护/电磁硬化特性对机载电子设备影响巨大，军用飞机的电磁防护/电磁硬化特性是其作战完整性的重要内容之一。首先，对电磁防护/电磁硬化的概念从电磁兼容和电磁战两个角度进行了阐述，介绍了电磁加固/硬化的概念，指出飞机结构的电磁防护需要兼顾工程技术和作战任务两个视角；然后为了提升机载电子设备的作战完整性，在对典型电磁威胁进行分析的基础上，从飞机结构的角度出发分析了飞机结构的电磁防护特性以及电磁损伤机理；最后从电磁防护、电磁硬化两个角度对飞机结构提出了几种典型的电磁防护措施。

摘要:航空发动机是为航空装备提供动力的装置，维修保障是保障发动机完成服役周期的重要阶段。随着航空发动机维修产业的不断发展，为满足未来大批量、高质量、高效率的维修需求，发动机维修技术也在不断提升和发展。本文简要介绍了航空发动机维修发展历史；从故障检查、整机清洗和整机装配三个方面综述了航空发动机整机维修技术的研究进展，从再制造发展、关键技术和技术开发流程三个方面阐述了航空发动机再制造进展；并对航空发动机维修和再制造技术的未来发展进行了展望。

摘要:准确预测结构的疲劳裂纹扩展过程是开展飞机单机寿命监控与剩余寿命估算的基础。提出一种基于动态贝叶斯网络的结构疲劳裂纹扩展预测方法，结合疲劳裂纹扩展的先验知识与后验知识来准确地推断裂纹长度；研究粒子滤波算法中不同粒子数对动态贝叶斯网络推断精度的影响规律；通过对单孔板结构与耳片连接结构件在随机载荷谱下进行裂纹扩展研究。结果表明：动态贝叶斯网络方法可以对复杂结构的疲劳裂纹扩展进行准确预测，预测精度相对于传统方法提高50% 以上。

摘要:随着纤维增强复合材料在航空航天领域的广泛应用，复合材料的疲劳问题日益突现。为了实现高效准确的疲劳损伤分析，提出一种数据—机理融合驱动的复合材料疲劳损伤渐进分析方法，该方法利用单隐藏层神经网络作为内聚力模型的疲劳本构进行循环载荷下的疲劳分层模拟。采用基于Paris 公式的损失函数约束项实现数据—机理融合的神经网络模型训练；在采用双悬臂梁和四点弯梁验证在纯Ⅰ型、纯Ⅱ型和混合型模式下的疲劳分层扩展分析能力后，进一步采用增强双悬臂梁（R-DCB）模型对具有复杂疲劳分层前缘情况下内聚力模型的适用性进行验证。结果表明：数据—机理融合驱动的复合材料疲劳损伤渐进分析方法能够实现快速有效的复合材料分层扩展预测，为复合材料结构设计和安全保障提供了新的思路和方法。

摘要:飞机损伤结构疲劳寿命分散系数是分析损伤结构疲劳寿命分散程度的重要参数。针对飞机常用铝合金材料，开展预置损伤试验件疲劳测试。采用相关系数比较法，判断损伤结构剩余疲劳寿命分布类型；通过断口观察和数据统计处理，分析损伤与疲劳寿命关系及含损伤结构剩余疲劳寿命分散性规律。结果表明：含损伤结构剩余疲劳寿命更加符合威布尔分布；含预置损伤结构较未预置损伤结构疲劳寿命下降明显，随预置损伤尺寸增加，结构剩余疲劳寿命逐步降低，剩余疲劳寿命分散性增大，不同初始损伤结构疲劳寿命分散性差异较大。本文研究为建立飞机不同损伤尺寸铝合金结构疲劳寿命分散系数模型提供参考依据。

摘要:翼盒结构复杂，航行中承载条件恶劣，利用有限测点信息重构其它位置响应对于实时健康监测具有很强的现实意义。通过误差反向传播神经网络训练得到响应之间的非线性关系，建立基于神经网络的响应重构方法，开展有限元分析对其进行数值仿真验证，并将该方法应用于实测随机激励环境下翼盒典型承力结构的响应重构及损伤定位与判断分析。结果表明：采用该方法重构出的预测响应功率谱密度的均方根相对误差不超过1.90 dB，主要频点误差小于10%；判断出翼盒关键测点e 的损伤或故障发生在所截取片段数据3 s 后，其故障特征频率为240 Hz 左右，该方法应用于响应重构预示及健康监测分析具有可行性。

摘要:复合材料铺层优化中常用的各种遗传算法，较难同时综合考虑表面45°、分层比例、连续铺层数限制等复杂工程约束问题，基于此，提出一种针对复合材料层压板的等基因序列双重随机遗传算法，在交换和突变算子中引入双重随机算法以保证优化迭代中基因序列的严格相等，基于SABRE 软件实现该优化算法，并通过算例验证算法的正确性。结果表明：该算法可满足均衡性、对称性、表面45°、连续铺层数限制、铺层比例等复杂工程约束，有较高的可靠性与工程适用性。

摘要:低载截除作为飞机结构疲劳载荷谱简化的重要内容之一，可以大幅节省疲劳试验的时间与成本，然而目前对于低载截除水平的选取尚无公认的标准方法。本文对文献中已有的低载截除水平进行广泛地搜集，将低载截除水平划分为基于材料疲劳极限与基于谱最大载荷的两种选取方式，探究两种选取方式之间的联系，建立低载截除水平关系模型。结果表明：两种低载截除水平选取方式本质上是一致的，基于谱最大载荷的选取方式结合了飞机载荷与结构材料的特点，是对基于材料疲劳极限选取方式的延伸，所建立的低载截除水平关系模型能够为实际工程中疲劳载荷谱简化时低载截除水平的确定提供参考。

摘要:对航空材料服役的大气环境开展实验室加速模拟试验以获得其长期腐蚀行为和寿命退化情况是相关材料和装备设计、制造、维修以及寿命评定和寿命控制的重要内容和基础。通过开展针对2A12-T4 铝合金板件的模拟铝合金沿海大气腐蚀的实验室加速腐蚀试验，模拟研究从初期点蚀到后期剥蚀的整个沿海大气腐蚀过程中，腐蚀对铝合金板件疲劳特性的影响；基于疲劳寿命退化相当的原则，建立2A12-T4 铝合金板件加速腐蚀与大气腐蚀之间的加速等效关系。结果表明：2A12-T4 铝合金实验室加速预腐蚀后疲劳寿命退化规律与大气预腐蚀疲劳寿命退化规律一致，均呈现为“快速下降期”+“平台期”的特征。

摘要:中小型无人机结构设计中大量应用了弱蜂窝夹层板，由于其寿命周期长期处于贮存状态，难以确定结构在长期自然老化后的状态。以弱蜂窝夹层板为研究对象，开展其在长期自然老化后的弯曲性能试验研究。基于Hashin 失效准则和刚度退化模型，建立有限元分析模型，深入研究蜂窝芯层和面板在弯曲下的力学响应和失效形式。结果表明：经过长期自然老化，弱蜂窝夹层板的弯曲强度有所提高，且试验数据具有良好的稳定性；其主要失效模式为下面板断裂，与预期一致；数值模拟结果及失效过程与试验吻合较好。

摘要:将复合材料薄板二次胶接技术应用在小型无人机机翼主承力结构上，对于降低机翼盒段的制造成本具有重要的工程应用价值。采用碳纤维斜纹布制2 mm 薄板进行单搭接结构拉剪试验，分析3 种不同型号的胶粘剂对该薄板的适配性以及胶层厚度和层压板铺层角度对二次胶接强度的影响，并通过ABAQUS 软件进行模拟验证。结果表明：使用SY-23B 环氧结构胶，胶层厚度为0.2 mm、铺层方式为［（0/90）］8 -［（0/90）］8 的结构件，胶接性能最优，结构剪切强度可以达到18.2 MPa，满足小型无人机受力盒段的胶接强度要求，二次胶接成形的机翼受力盒段具有轻质化、低成本的优点。

摘要:在长时高温服役环境下，热障涂层（TBCs）会在内部的陶瓷层（TC）和粘结层（BC）之间生成由Al2O3层和混合性氧化物层（MO）组成的双层热生长氧化物（TGO）。其中，后期生成的MO 由于其疏松多孔、脆性大等特点，极易造成涂层内微裂纹的形成和扩展，导致涂层的过早剥落。因此，依据双层TGO 生长的扩散—氧化模型，在考虑材料非线性变形行为的基础上，运用生死单元法模拟TBCs 内双层TGO 异向生长下涂层界面的失效与应力演化过程。结果表明：MO 的生长会大幅度提升涂层界面的拉伸应力水平，易导致MO/TC 界面在高温阶段波峰区域和冷却阶段斜坡中心区域发生破坏及失效；MO/TC 界面的失效会引起BC 层波峰处更高的拉伸应力，促进冷却阶段Al2O3/BC 界面从波峰向波谷处的破坏；MO/TC 界面失效后，hAl2 O3 /hMO 的增加会加速Al2O3/BC 界面的破坏。

摘要:铝蜂窝夹层结构穿孔损伤的高效、低成本修理对保障航空装备的完好性具有重要意义。针对铝蜂窝夹层结构穿孔损伤金属面板提出复合材料碳纤维湿补片胶接修理工艺，结合飞机典型铝蜂窝夹层结构形式制备完好和穿孔损伤试样，对穿孔损伤试样开展复合材料胶接修理，建立铝蜂窝夹层结构复合材料挖补胶接修理后四点弯强度分析有限元仿真分析模型，并通过仿真计算分析穿孔损伤大小对铝蜂窝夹层结构四点弯强度的影响规律及修复后强度恢复情况。结果表明：复合材料挖补胶接修理可有效恢复穿透损伤铝蜂窝夹层结构的弯曲强度；有限元仿真计算结果与试验结果基本一致，仿真模型能够较为准确地计算各类试样的极限载荷及失效模式；当损伤范围≤φ30 mm（径宽比小于40%）时，复合材料胶接修理工艺可应用于飞机铝蜂窝夹层结构损伤修理中。

摘要:典型直升机是实施立体突击作战的重要力量，在火力支援、立体补给、综合勤务保障等方面发挥着重要作用。针对其构造形式和作战使用要求，直升机在低空超低空低速执行任务时，使用场景中面临低空和地面的多种威胁，致使其服役环境和作战环境更加恶劣。本文通过分析直升机在作战中面临的威胁特点，阐述在直升机设计和使用维护过程中，综合防护能力、环境适应能力、战伤抢修能力对直升机作战完整性的影响，通过合理设计机体结构，提升生存能力，提升海上、高原、沙尘等环境适应能力，建立完备的战伤抢修能力来保证直升机使用的完整性，满足使用需求。

摘要:直升机梯次使用控制是航空装备保障的一项重要工作，通过合理安排直升机的梯次使用，可以最大限度地发挥直升机的整体使用效能。针对直升机梯次使用控制中的难点及缺乏评价指标的问题，介绍梯次使用控制的两种方法，重点阐述梯次使用优化控制技术方法；推导分析不同参数对梯次使用控制的影响，提出衡量梯次使用控制效果的三个评价指标，并利用梯次使用优化控制技术方法进行算例分析。结果表明：单机年度任务最短时间与最长时间之和为常数，本文推导出的参数选择方法正确，提出的评价指标合理可行，可为下一步研究提供参考。

摘要:明确某型直升机尾桨断裂故障原因，对于该型机的使用、维护有现实意义，对于新机型的安全性提升有借鉴意义。首先通过故障树分析法对某型直升机尾桨叶断裂故障进行分析，得到底事件分析结果；然后开展宏、微观断口分析；最后对柔性梁断口损伤演化开展仿真分析。结果表明：桨叶断裂性质为低应力高周双向弯曲疲劳断裂，当柔性梁纤维压缩方向强度性能值小于700 MPa 时，断口的形式与故障尾桨柔性梁断口类型相似；大载荷状态尾桨会产生较大的振动，振动的增加加剧了尾桨的载荷，导致尾桨柔性梁根部载荷增加，超出柔性梁设计承载能力，桨叶柔性梁根部疲劳断裂。

摘要:轮胎滑水会导致轮胎与地面之间的摩擦力急剧减小，增加飞机起降距离，进而影响飞行安全，因而需要开展关于飞机轮胎滑水的研究。针对飞机轮胎滑水问题，采用FEM 方法建立简化轮胎模型并通过实验进行模型验证，采用SPH 方法建立积水模型，进而建立轮胎—积水—道面相互作用的轮胎滑水模型，分析不同影响因素和不同台面构型对轮胎滑水的影响。结果表明：水深越大，轮胎越容易发生滑水，但水深大于6 mm 之后，水深对轮胎滑水的影响较小；轮胎速度、胎压、轮载越大，越容易发生滑水；沟槽宽度增加，轮胎滑水速度提高，但稳定性会降低；轮胎磨损越严重，越容易发生滑水；沟槽数量越多，临界滑水速度越大。

摘要:标签样本少条件下机电设备的准确故障诊断对于提高复杂机电设备的健康管理能力具有重要意义。针对标签样本少条件下难以建立准确故障诊断模型的问题，在半监督生成对抗网络的基础上，将注意力模块引入生成对抗网络，并利用格拉姆角场将一维数据转换为二维图像；结合双向生成对抗网络特点，提出一种基于双重注意力机制的半监督双向生成对抗网络（S-BIGAN）机电设备故障诊断模型，以轴承数据为例进行验证。结果表明：与CNN-SVM、SGAN 等算法相比，本文提出的模型能够提高样本生成质量和故障分类特征，有效解决标签样本少情况下的故障诊断问题，极大地提高了故障诊断准确率。