摘要:高超声速飞行器表面结构，如发动机叶片、内涵道及其排气道等暴露在高温强噪声复合环境中，容易出现热声疲劳损伤问题。因此，热声疲劳研究对增强这类结构的耐久性和可靠性具有重要意义，结构热声疲劳问题引起了广泛关注。本文总结了国内外在飞行器结构热声疲劳领域的研究现状，阐述了在热声疲劳理论研究、仿真分析和试验技术方面所取得的进步。从时间维度回顾了国外自20 世纪70 年代至今在结构热声疲劳领域的研究情况；按研究单位分类介绍了国内科研院所和高等院校在该领域所开展的工作。在此基础上分析了飞行器结构热声疲劳研究所面临的技术难点问题，指出了尚需进一步研究的方向。

摘要:试验模态分析是通过试验测定结构固有振动特性的方法，其分析结果主要用于结构动力学模型修正，并为结构动力学分析、气动弹性分析和振动控制设计提供数据支撑。本文系统梳理了国内外有关试验模态分析方法的研究进展，从经典试验模态分析方法和现代模态分析方法两方面展开，总结了经典的相位共振法和相位分离法两大主流方法的基本原理，对近年来发展的试验模态分析方法进行了简单介绍，归纳了不同模态分析方法的特点。最后指出了试验模态分析方法现今存在的问题与未来可能的发展趋势。

摘要:柔性材料实现可变形机翼技术对柔性材料力学性能要求较高，现有对于手性结构作为柔性材料驱动可变形机翼的研究以线性小变形为主。为了探究大变形条件下手性结构的力学性能，以三韧带手性、三韧带反手性、四韧带手性、四韧带反手性、六韧带手性五种手性系负泊松比结构为研究对象，基于蜂窝结构力学理论，对比分析拓扑结构和胞元几何参数对理想塑性材料本构模型的手性系负泊松比结构面内压缩吸能特性的影响。结果表明：手性结构的弹性模量、平台应力和吸能能力与胞元参数α 成反比，与胞元参数β 成正比；拓扑结构对手性结构吸能特性影响明显，即具有相同单胞几何参数的手性结构吸能能力随着韧带数量的增加显著增强。

摘要:当外载荷频率达到或接近结构固有频率时，传统载荷识别方法（比如截断奇异值分解法）的识别精度会降低。为此，通过卷积网络的特征提取和长短期记忆网络的长时记忆功能建立LSTM-CNN 载荷识别模型，提出一种基于LSTM-CNN 模型的载荷识别方法，对GARTEUR 飞机模型开展载荷时域波形识别研究。通过采集结构的响应数据和激励数据进行模型训练和载荷识别，并与截断奇异值分解（TSVD）方法、长短期记忆网络（LSTM）方法和深度卷积神经网络（DCNN）方法的识别结果进行对比分析。结果表明：基于LSTM-CNN 模型的载荷识别方法可以有效应用于结构固有频率激励下正弦载荷识别问题，具有较高的识别精度和抗噪能力。

摘要:开孔泡沫材料是一种可以满足航空航天等高新技术领域实际需求的一种先进的功能结构一体化材料，在工程实际生产应用方面有很好的前景。关于三维开孔泡沫的力学模型研究已经得到了一定的发展和研究，但是对声学鲜有研究。提出一种利用Voronoi 图构建三维开孔泡沫模型的方法，用于模拟开孔泡沫微结构的几何特性；定义扰动因子K 来衡量微观结构的不规则程度；利用光敏树脂打印技术生成对应的实物模型，并通过力学及声学实验与仿真对生成模型的准确性进行验证。结果表明：生成的带有截面属性的开孔泡沫实体模型可以导入多种有限元软件完成力学、声学等有限元计算，对三维Voronoi 开孔泡沫模型的构建提供了思路和方法，对多孔材料的进一步性能研究和生产制备都具有一定的借鉴意义。

摘要:目前主动噪声控制（ANC）领域应用最广的控制算法是经典的FxLMS 算法及其改进算法，该类算法在应用于涡桨飞机座舱这类大空间、大范围的噪声控制时，算法的计算量会随着ANC 系统通道数的增加而迅速膨胀，算法的实时性难以得到满足。连续局部迭代FxLMS（SPU-FxLMS）算法有效解决了这一问题，但其收敛性能弱于FxLMS 算法，本文针对SPU-FxLMS 算法收敛慢的问题进行改进，使得该算法在运行初期能够以较快的速度收敛，在收敛至平稳状态后以低计算量持续运行，并对改进算法进行理论推导和仿真分析。结果表明：该算法在进一步降低计算量的同时，还具有良好的降噪性能和鲁棒性，工程应用前景良好。

摘要:基于时域耦合模型理论的吸收体研究，不适用于所有模型，且基于此理论的设计过程复杂，难以在工业工程得到广泛应用。因此提出一种基于声阻抗匹配理论的弹性吸收体的研究方法，并通过理论计算、数值仿真以及实验对吸收体的吸收曲线进行验证。结果表明：本文提出的方法能够快速、简便地实现弹性吸收体的结构设计，无需额外附加阻尼材料，更有利于满足航空工程中对于结构轻量化的要求，同时，为振动波吸收领域，尤其是弯曲波的高效吸收和减振设计研究带来了新的可能性。

摘要:空空导弹战斗部爆炸产生的爆炸冲击波毁伤源对飞机蒙皮结构的损伤效果受多种因素影响，作用机理较为复杂，因此冲击波对飞机蒙皮结构的毁伤评估需要大量的实验和计算样本支撑。本文设计并进行铝合金加筋平板静爆实验，分析固支加筋平板在冲击波加载下的动态响应和变形规律；采用有限元分析软件LSDYNA对爆炸冲击下的结构响应进行仿真分析，通过对比仿真结果与实验结果对数值仿真模型的准确性进行验证。结果表明：孔洞面积占该形式加筋平板面积之比大于1‰ 时，靶板更容易发生以固支边界撕裂为主要形式的拉伸失效，增大孔径或增加孔的数量都有提高孔间贯穿损伤的风险；同爆距下爆炸物与目标迎爆面的夹角越大，靶板的变形程度越严重，夹角从30°增大至60°时目标挠度可增加30% 以上。

摘要:航空飞行器在服役过程中会经受大量复杂的随机振动载荷，其结构易发生振动疲劳进而导致损伤甚至失效，造成严重损失。以铝合金悬臂梁结构件为对象，开展振动疲劳试验与理论分析，研究随机振动载荷下含裂纹梁的应力强度因子求解方法，提出一种基于Hudson 理论的时域方法，结合经典的Paris 公式估算振动疲劳裂纹扩展寿命。结果表明：本文提出的基于Hudson 理论的时域法的结果与试验对比估算结果良好，验证了该方法能够有效的描述随机振动裂纹扩展行为。

摘要:传统的有限元模型存在计算成本高、黑箱操作多、缺乏自主知识产权等问题。采用解析法研究基础谐波激励下贴敷宏纤维复合材料片（MFC）的飞机壁板振动响应的预测问题；基于经典层合板理论、机电耦合本构方程和能量法，建立基础谐波激励下MFC-壁板的解析模型；利用速度反馈法和模态叠加原理，实现对该激励条件下结构系统在主动控制前后振动响应的求解；结合文献和组建的振动测试系统获得的实验数据，对该解析模型及其预测结果进行详细验证。结果表明：相较于文献结果，模型等固有频率计算偏差最大不超过2%，模型预测获得的前两阶共振响应的最大误差不超过8.6%，均在误差允许的范围内。

摘要:地面振动试验是飞机型号研制与强度验证中的重要环节，在试验设计阶段一个合理的激振方案能够显著缩短后续试验周期，提升模态辨识精度。基于飞机有限元模型采用QR 分解对激振位置进行考虑试验目标的全局规划，进而引入模态参与对激振点布置方案的激振效率进行定量评估，同时针对密集模态测试问题，采用多变量模态指示函数对激励力矢量进行优化，并将上述方法应于小型通用飞机地面振动试验中，验证了优化后激振位置规划方案及密集模态识别方法的工程应用效果。结果表明：本文采用的激振方案优化方法能够显著提升试验效率，降低了密集模态辨识难度，具有较高的工程应用价值。

摘要:航空发动机涡轮叶片在实际服役环境中，受到循环往复的高—低周载荷，是一种典型的高低周微动疲劳工况。涡轮叶片由于微动疲劳频繁引发疲劳断裂问题，严重影响着航空发动机的安全运行。为了研究热端部件材料的高低周微动疲劳问题，设计一种Inconel718 榫连接模拟件，对其开展高低周复合微动疲劳试验，共设计3 种不同载荷/频率的试验工况，对比不同工况下模拟件的寿命分布情况。结果表明：高周/低周载荷对于榫连接结构微动疲劳寿命有着显著的影响。随着高周/低周载荷或者频率的增大，涡轮叶片榫接部位微动疲劳寿命均随之降低。试验结果证明榫接结构高低周微动疲劳试验较好的还原了涡轮叶片实际服役情况。通过显示动力学有限元分析，所预测裂纹萌生位置，与试验结果中裂纹萌生位置分散性较小。

摘要:篦齿封严结构碰摩是航空发动机空气系统工作中存在的普遍问题，由于实际碰摩中难以观察到封严环上裂纹萌生与扩展的过程，采用有限元方法进行数值仿真能够对裂纹萌生与扩展过程和机理有更加深入的认识。建立碰摩后带磨损槽的封严环模型，考虑了封严环表面对流换热、碰摩力和碰摩温度，采用扩展有限元法（XFEM）对封严环碰摩温度场、应力场以及裂纹的萌生与扩展进行数值研究，并将仿真分析结果与碰摩试验裂纹结果进行对比。结果表明：数值仿真所得到的裂纹萌生位置及扩展方向均与碰摩试验中实际产生的裂纹基本一致，揭示了裂纹产生的机理，证明了该模型能够较好地模拟碰摩所导致的裂纹萌生与扩展过程。

摘要:作为先进复合材料夹层结构，皱褶芯材构型多样，先前研究大多围绕V 型皱褶芯材展开，现有对其他构型的隔声性能研究。建立垂直入射声压激励下的四边简支M 型皱褶芯材夹层板数值模型，基于有限元软件对其隔声性能进行数值仿真，并将理论预测的蜂窝夹层板隔声曲线与仿真结果进行对比；基于仿真模型，系统地研究M 型皱褶芯材夹层板结构的隔声性能，讨论皱褶芯材胞元几何参数对隔声性能的定性影响规律；提出并研究双层芯材的M 型皱褶芯材夹层板上下两层芯材的相对铺设错位、铺设角度对隔声性能的影响。结果表明：上下两层芯材在胞元Z 形线步长方向错位叠放时隔声效果提高，且优于同面密度的单层皱褶芯材夹层板；在上下两层芯材相对铺设角度变化时，上下层芯材轴线垂直铺设时计权隔声量最大。

摘要:当前风洞内对转螺旋桨气动噪声试验具有时间协调难、成本高的问题，依托地面声学环境，研制能够模拟对转螺旋桨地面开车状态的对转螺旋桨气动噪声试验系统。对某穿孔结构的对转螺旋桨和基准桨开展气动噪声试验，对试验系统进行验证并对穿孔结构对转螺旋桨的降噪效果进行评估。结果表明：在所测试的工况范围内，穿孔结构对转螺旋桨可以在保证气动性能的前提下有效降低噪声；在对飞机舱内影响最显著的90°指向角处，二阶通过频率处降噪量达5 dB。本文设计的气动噪声试验系统，能够为对转螺旋桨气动噪声评估和降噪设计提供帮助。

摘要:燃油泵附件的管路空间构型复杂，在振动环境试验中直接模拟难以实现。为满足试验要求，采用SEREP 方法对管路进行动力学等效设计，选取管路上特定结点为主自由度，并将原管路模型缩减至主自由度模型上，得到缩减质量和刚度矩阵；对子振型矩阵用SVD 分解，使得缩减质量和刚度矩阵进一步简化，得到低阶管路模型的新缩减质量刚度矩阵参数；提出“质量球—梁弹簧”结构模型，分别用“质量球”和“梁弹簧”来映射缩减的质量和刚度矩阵，进而可确定等效设计加工参数；最后通过实例验证了等效设计方法的可行性。结果表明：等效管路与原管路的第一阶频率误差大多数在10% 以内，满足工程应用要求。

摘要:对转螺旋桨气动噪声的产生机理十分复杂，而且螺旋桨飞机并无短舱声衬等被动降噪部件可以在传播过程中吸收噪声，螺旋桨噪声会直接辐射向机身和周围环境，噪声问题突出，降低螺旋桨噪声源强度是研制低噪声螺旋桨飞机的关键。采用CFD 和远场噪声评估相结合的方法，通过在螺旋叶尖吸力面前缘布置“ 小孔+贯穿通道”结构，构成“软叶片”模块，以平衡叶片前缘处的压力峰值，降低螺旋桨产生的载荷噪声；根据设计结果加工制造出常规桨和软叶片螺旋桨，依托对转螺旋桨气动噪声试验系统开展气动噪声试验。结果表明：在所测试的工况范围内，穿孔结构对转螺旋桨可以在保证气动性能的前提下有效降低噪声，在对飞机舱内影响最显著的90°指向角处，二阶通过频率处降噪量达5 dB。

摘要:航空燃油泵在工程应用中存在流致噪声问题，影响着机组运行稳定性以及人员操作的安全性。为了解决相应的问题，介绍某型燃油泵流体降噪技术。首先，对燃油泵在飞机地面系统试验时产生的噪声值进行测试，分析噪声幅值与频率；然后，对燃油泵流动特性进行数值模拟；最后，对燃油泵叶轮和导叶进行改进设计。结果表明：叶轮和导叶之间静动翼干涉导致压力脉动过大是引起流体噪声的主要原因，增加叶轮和导叶叶片数、采用叶片交替加载技术可以降低泵内的压力脉动；改进后，泵的噪声降低了6.5 dB。

摘要:振动和噪声的抑制一直是工程中的重要问题，而超材料在实现减振降噪方面具有良好的应用价值。基于传统空心星型超材料，添加手性结构特性，设计一种新型的空心类星型手性超材料，并在其基础上进一步演化出实心类星型手性超材料。通过振动模态分析带隙产生机理和不同结构参数对带隙的影响，通过频散曲面、波传播方向、群速度和相速度等研究弹性波在结构中的传播特性，并研究有限周期结构的传输特性。结果表明：实心类星型手性超材料可以产生宽度为5 116 Hz 的超宽带隙，带隙形成主要是由于凹角星和韧带的旋转振动耗散了弹性波能量，内凹角α 的减小以及韧带与水平方向的夹角θ 的增大使得最宽带隙的宽度增大；有限周期结构在其带隙范围内可以产生明显的位移幅值衰减，该新型超材料具有良好的隔振性能。

摘要:开展轴承—支承结构系统的热源分析与产热量量化计算，能够为轴承腔热防护设计提供可靠依据。通过传热学、摩擦学等理论分析，建立航空发动机轴承-支承结构系统产热分析模型，开展轴承-支承结构的一维流热耦合计算，对航空发动机压气机和涡轮的中介承力框架进行产热量分析，评估巡航工况下不同热源对轴承— 支承结构系统产热量的影响。结果表明：压气机中介支承结构右侧框架的壁面温度延径向向上增加1.73%；由于主流道与盘腔之间存在级间封严，对流传热系数延径向向上增大20 倍，产热量占比最高的热源为支承结构壁面传热、轴承生热和密封装置生热；轴承—支承结构内的密封装置生热量在压气机中介承力框架内占比29%，在涡轮中介承力框架内占比35%。