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综述
基于作战完整性的军用飞机结构强度发展思考
何宇廷, 张腾, 缑百勇
2023,14(5):1-7. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.01
[摘要] (72) [HTML] (170) [PDF 472.29 K] (215)
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。
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积木式方法与试验金字塔的历史沿革与发展趋势
林建鸿
2023,14(5):8-18. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.02
[摘要] (51) [HTML] (350) [PDF 1.93 M] (479)
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。
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飞机结构的电磁防护特性综述
王洪迅, 邓靖, 向新
2023,14(5):19-28. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.03
[摘要] (29) [HTML] (147) [PDF 4.49 M] (269)
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。
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航空发动机维修技术进展与展望
侯廷红, 周平, 何黎明, 韩昌富
2023,14(5):29-34,60. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.04
[摘要] (44) [HTML] (72) [PDF 1.35 M] (144)
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。
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理论研究
基于粒子滤波的结构疲劳裂纹扩展动态贝叶斯推断方法
漆昕, 李彪, 张腾, 李亚智, 何宇廷
2023,14(5):35-44. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.05
[摘要] (58) [HTML] (55) [PDF 1.60 M] (152)
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。
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数据-机理融合驱动的复合材料疲劳损伤渐进分析方法
李倩, 陶翀骢, 张超, 季宏丽, 裘进浩
2023,14(5):44-53. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.06
[摘要] (51) [HTML] (151) [PDF 1.33 M] (237)
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。
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不同损伤尺寸铝合金结构疲劳寿命分散性研究
李小涛, 崔荣洪, 李哲
2023,14(5):54-60. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.07
[摘要] (25) [HTML] (100) [PDF 4.87 M] (421)
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。
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基于神经网络的翼盒结构响应重构方法应用
王显浩, 程伟, 杨云熙, 王鹏辉, 周畅
2023,14(5):61-69. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.08
[摘要] (46) [HTML] (21) [PDF 2.06 M] (98)
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。
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基于等基因序列双重随机遗传算法的复合材料铺层优化
常亮, 聂小华, 罗利龙, 田利临
2023,14(5):70-77. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.09
[摘要] (46) [HTML] (44) [PDF 798.66 K] (164)
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。
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工程应用
关于飞机结构疲劳载荷谱低载截除水平选取的探讨
曹镜, 姚卫星
2023,14(5):78-84. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.10
[摘要] (41) [HTML] (144) [PDF 572.90 K] (185)
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。
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模拟沿海大气环境腐蚀对2A12-T4 铝合金板件疲劳行为的影响
张胜, 王长凯, 何宇廷, 许大伟, 于海蛟, 薛明浩
2023,14(5):85-93,100. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.11
[摘要] (27) [HTML] (38) [PDF 6.19 M] (612)
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。
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弱蜂窝夹层板自然老化后弯曲性能试验和仿真研究
孔沼, 单杭英, 潘荣华, 杨忠清
2023,14(5):94-100. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.12
[摘要] (56) [HTML] (29) [PDF 5.21 M] (154)
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。
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薄层碳纤维斜纹布层压板二次胶接试验研究
江帆, 单杭英, 潘荣华, 杨忠清
2023,14(5):101-108. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.13
[摘要] (72) [HTML] (10) [PDF 4.43 M] (175)
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。
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双层氧化物生长下热障涂层的界面失效与应力演化
杜浩, 柴怡君, 杨雄伟
2023,14(5):109-119. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.14
[摘要] (32) [HTML] (34) [PDF 4.44 M] (142)
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。
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铝蜂窝夹层结构穿孔损伤复合材料修理技术研究
季国梁, 薛晓, 刘文浩
2023,14(5):120-127. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.15
[摘要] (37) [HTML] (50) [PDF 2.77 M] (147)
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。
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典型直升机完整性维持关键技术需求分析研究
李昌范, 李健, 李宗原, 高延达, 吴云章, 孙晓婷
2023,14(5):130-139. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.16
[摘要] (29) [HTML] (121) [PDF 8.98 M] (125)
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。
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直升机梯次使用控制及评价指标分析
郝万亮, 王占元, 刘超
2023,14(5):138-143,151. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.17
[摘要] (42) [HTML] (34) [PDF 521.78 K] (68)
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。
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某型直升机尾桨断裂故障分析
侯波, 徐冠峰, 闫慧娟, 楚晓阳
2023,14(5):144-151. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.18
[摘要] (36) [HTML] (19) [PDF 3.16 M] (99)
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。
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基于SPH方法的飞机轮胎滑水仿真分析计算
肖刘炜, 刘斌, 徐绯, 冯威, 宋金辉, 祁旭亮, 毛聪聪
2023,14(5):152-161. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.19
[摘要] (15) [HTML] (14) [PDF 5.75 M] (139)
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。
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基于双重注意力机制及S-BiGAN的机电设备故障诊断
焦晓璇, 章余, 景博, 黄以锋, 宇文晓彤
2023,14(5):162-168. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.05.20
[摘要] (30) [HTML] (18) [PDF 2.64 M] (110)
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。
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基于复杂网络的航空制造供应链关键节点识别研究
黄辉, 李瑞琪
Available online:2023-11-22, DOI:
[摘要] (19) [HTML] (0) [PDF 1.69 M] (25)
摘要：
随着世界局势的不稳定因素增加以及航空制造供应链的参与主体增多，航空制造供应链的管理所面临的风险也随之增大。因此本文针对航空制造供应链网络的风险管理，以复杂网络为工具研究供应链网络中的关键节点识别问题，从而帮助航空供应链提升抗风险能力。通过分析我国航空制造供应链网络现状和特点，提出供应链形成机制以及划分供应链层级从而对航空制造供应链进行了构建及指标界定，接着对度中心性、介数中心性、接近中心性三种经典中心性算法以及传统K-Shell分解算法进行加权改进，结合熵值-TOPSIS法提出一种针对加权网络的供应链关键节点识别算法WKC算法，通过构造网络来进行算例分析，验证该种算法的有效性。结果表明，本文提出的WKC算法原理科学、计算复杂度较低，且对于航空制造等高端装备制造业供应链的风险管理提供了一定的参考。
飞控系统余度信号奇异故障处理策略研究
张永孝
Available online:2023-11-09, DOI:
[摘要] (11) [HTML] (0) [PDF 683.46 K] (39)
摘要：
飞机机翼、操纵面的对称性设计，决定了飞控系统传感器、计算机和舵机等部件在飞机上分布式对称安装并选择偶数n 余度的体系架构。余度部件生产关系的平衡分工，不同厂家设计、制造的差异，不可避免地出现“两派对立”的偶数分离和“互不认可”的奇异故障。本文提出奇异故障的“变化量记忆、余度重构和极端信号大概率故障”判据，在偶数余度系统中，进行基于中位数区间端点信号变化量的样本中位数计算，根据信号与参与表决信号变化量跟随一致性的故障判据，以及四信号重构为“次大、次小、参考信号”三余度、二信号重构为“原两信号+参考信号”三余度的余度重构判据。本文研究为四余度信号“2∶2 不确定故障、1∶1∶1∶1 多故障”和二余度信号1∶1 故障，提供了有效的表决监控方案；三余度信号1∶1∶1 多故障时，根据信号与中值的跟随性原则，判定离中值“近者正常，远者故障”。
增材制造损坏替换件拓扑优化设计方法
尤熙雯, 高彤, 张卫红
Available online:2023-11-09, DOI:
[摘要] (151) [HTML] (0) [PDF 2.53 M] (63)
摘要：
应急保障和战时抢修是增材制造技术发展的重要方向之一，也给面向增材制造的结构优化设计提出了新的挑战。为了实现异种材料原位替换件的构型设计，提出增材制造损坏替换件拓扑优化设计方法，并以机用散热风扇为例开展应用研究。通过分析散热风扇服役环境和战时抢修需求，在变密度方法框架下建立结构总重量和转动惯量控制在原件数据附近小范围以内、以结构整体柔顺度最小化为目标的拓扑优化问题列式，并完成灵敏度分析公式推导。从拓扑优化结果及其重构模型的仿真数据可知：散热风扇替换件拓扑优化结果收敛性好、满足所有设计要求，重构方案满足增材制造工艺性要求，验证了本文设计方法的有效性。
航空发动机虚拟自学习控制方法研究
董建华, 朱建铭, 黎瀚涛, 刘文烁, 唐炜
Available online:2023-11-09, DOI:
[摘要] (124) [HTML] (0) [PDF 1.35 M] (70)
摘要：
随着人工智能技术的发展，智能航空发动机逐渐成为当今航空领域研究的热点。传统的航空发动机控制对发动机模型的依赖性过强，而基于发动机气热动力学公式的机理建模会引入较大的建模误差，给控制器设计带来困难。对此，提出一种基于强化学习的航空发动机控制虚拟自学习方法，首先利用航空发动机的试验数据通过LSTM 神经网络建立虚拟学习环境，然后采用深度强化学习TD3 算法，在虚拟环境中训练智能控制器，最后采用JT9D 发动机模型验证智能控制器的性能。结果表明：相比于传统PID 控制，智能控制器产生的超调量更小，调节时间更短。
基于失效概率的涡轮后机匣全局灵敏度分析
邸昊源, 李洪双
Available online:2023-11-09, DOI:
[摘要] (43) [HTML] (0) [PDF 1.76 M] (51)
摘要：
涡轮后机匣是航空发动机安全的关键部件，但是其具有工况复杂、不确定性因素多的缺点。为了探究输入随机变量的不确定性对涡轮后机匣结构失效概率的影响，建立参数化有限元模型进行确定性分析。考虑材料性能、几何参数及外部载荷的不确定性，对涡轮后机匣两种典型失效模式：强度失效以及刚度失效建立极限状态函数；通过构造自适应Kriging 代理模型并结合重要抽样方法评估涡轮后机匣结构失效概率，利用基于失效概率的全局灵敏度方法对涡轮后机匣结构可靠度的不确定性来源进行分析，对各输入随机变量重要性进行排序，构建一种涡轮后机匣全局灵敏度分析框架。结果表明：涡轮后机匣在两种失效模式以及系统失效模式下，发动机推力以及线性膨胀系数对结构失效概率影响最为显著，应对其重点考虑；内外机匣长度以及材料弹性模量对涡轮后机匣结构失效概率影响较小，可对其适当忽略。
POD算法在飞机RAT舱温度预测中的应用研究
洪烨, 杨溢炜, 刘虔, 浦程楠
Available online:2023-11-09, DOI:
[摘要] (130) [HTML] (0) [PDF 557.48 K] (31)
摘要：
冲压空气涡轮（RAT）系统是飞机的应急发电系统，在飞机失去主交流电源后为飞机供电，RAT 平时回收在非气密区的RAT 舱内，在应急工况下释放到气流中。RAT 舱温度很大程度上决定了RAT 的释放时间，进而影响飞机在应急工况下的安全性，RAT 舱的温度预测对于应急供电下的安全性具有显著的意义。通过本征正交分解（POD）将RAT 舱温度与高度、大气静温、飞行速度、RAT 舱周围舱温度作为模型整体进行统一分析，并通过RAT 舱温度简化模型及简化模型与完整模型的映射关系，选取试验数据作为样本数据，利用POD算法进行RAT 舱温度预测。结果表明：1 阶模态占据所有模态的比重超过99%，归一化处理后预测结果的平均绝对误差最小可达到0.063，均方根误差最小达到0.07；POD 算法可以在样本数据基础上，通过模态重构有效预测RAT 舱温度信息。
飞翼无人机外形与进排气几何一体化参数化建模
方欣瑞, 余雄庆
Available online:2023-11-07, DOI:
[摘要] (65) [HTML] (0) [PDF 1.53 M] (48)
摘要：
飞翼布局是无人作战飞机的优先布局方案，其特点是机体与发动机进排气系统高度融合。针对飞翼式无人作战飞机概念方案快速几何建模需求，提出一种飞翼机体外形和进排气几何外形的一体化参数化建模方法。基于类函数/形函数方法，建立飞翼机体和进排气几何外形的参数化数学模型；确定关联的外形参数和关联控制规则，实现飞翼外形参数与进排气几何外形的匹配；将所建立的模型与CATIA 二次开发方法相结合，实现飞翼式无人机概念方案三维几何模型的自动生成。结果表明：针对不同的进排气方案，本文方法能自动调节飞翼外形，匹配进排气系统的几何外形，有效地提高了飞翼式无人作战飞机概念设计的效率。
某型无人机起落架放下阶段缓冲器气液流动特性研究
罗杰, 孙继勇, 陈超, 姜义尧, 程晓宇, 蒋炳炎
Available online:2023-11-07, DOI:
[摘要] (124) [HTML] (0) [PDF 1.11 M] (60)
摘要：
在设计飞机油气混和型式的可收放起落架时，应充分考虑其内腔之间的介质流动特性。以某型无人机起落架缓冲器阻尼孔径、充油量为研究对象，采用单因素实验法对各因素引起的缓冲器内部气液流动变化进行分析，通过Fluent 软件对放下阶段不同阻尼孔径、充油量下的缓冲器气液特性进行仿真计算。结果表明：起落架放下过程缓冲器阻尼孔油液流量只与孔径大小有关，不受缓冲器充油量影响；在该型号无人机要求的637 mL 充油量下，缓冲器阻尼孔孔径应大于6 mm；对于其他型号起落架缓冲器，当确定了充油量后，应将满足放下阶段缓冲器气液充填作为缓冲器阻尼孔设计标准之一。
高度修正实现刚度等效的梁结构有限元建模方法
袁强飞
Available online:2023-11-07, DOI:
[摘要] (37) [HTML] (0) [PDF 932.33 K] (41)
摘要：
民用飞机中对于梁结构的有限元建模，一般采用刚度等效方法将梁建成杆单元与剪切板单元的组合形式，这种有限元简化方法仅能保证截面刚度与真实截面刚度近似等效，但有限元中的截面面积与实际面积却相差较大，致使有限元分析的结果不能准确反映结构严重部位的应力情况。针对传统刚度等效有限元建模方法的不足，提出一种采用高度修正的刚度等效有限元建模方法；将该方法的计算结果与传统建模方法的计算结果、理论计算结果、试验测量结果进行对比。结果表明：本文提出的高度修正的有限元建模方法比传统杆板系建模方法更准确，与试验结果更接近。将该方法用于民用飞机结构有限元建模，能够对真实结构进行更准确地模拟，分析结果也更精确，对民用飞机结构的强度分析和安全保障具有重要的意义。
时变可靠性分析的高效近似最大可能轨迹法
邹南征, 龚春林, 张云伟, 马梦颖, 杜思怡, 李春娜
Available online:2023-11-07, DOI:
[摘要] (263) [HTML] (0) [PDF 1.45 M] (56)
摘要：
现有的时变可靠性分析方法在处理飞行器复杂时变可靠性分析问题时，存在求解效率过低的问题。在基于近似最大可能轨迹的时变可靠性分析方法的基础上，根据时间离散所得串联系统瞬时可靠度最小的组件决定整个系统可靠度的特点，在最大可能轨迹自适应建模过程中同时考虑轨迹模型的预测误差和预估值增加样本，提出时变可靠性分析的高效近似最大可能轨迹法；采用解析算例验证最大可能轨迹自适应采样方法的有效性，并将该可靠性分析方法应用于水动力涡轮叶片和某空天飞行器机翼的时变可靠性分析。结果表明：在精度相近的情况下，所提方法对极限状态函数调用次数不高于基于时间离散的可靠性分析方法的3%。
基于健康监测的飞机结构寿命预测技术
张彦军, 王斌团, 宁宇, 雷晓欣, 薛海峰
Available online:2023-10-18, DOI:
[摘要] (168) [HTML] (0) [PDF 1.70 M] (104)
摘要：
飞机结构健康监测技术在飞机的结构设计、飞行及维护过程中发挥着重要作用，该技术可用于结构健康状况预判、辅助维修与维护决策。本文首先介绍了当前结构健康监测的概念及其适用范围，讨论了结构健康监测相关规范要求，以F-35 和A400M 为例分析了国外飞机结构健康监测技术的典型工程案例，并给出了典型飞机单机跟踪和寿命控制、某老龄飞机载荷谱实测及寿命预测，讨论了基于裂纹的监测方法研究及限制其应用的主要因素。在此基础上，提出了飞机结构健康监测系统设计的主要思路，给出了寿命预计的基本流程，阐述了其中控制点选择、飞参筛选、载荷/应变方程构建、损伤计算及寿命评估、结果输出及方程验证等主要环节。最后，对航空领域未来开展结构健康监测智能化研究进行了展望。
螺旋桨发动机安装系统动力学设计技术综述
陈永辉, 陈春兰, 燕群, 徐健, 董万元, 王建强
Available online:2023-10-18, DOI:
[摘要] (85) [HTML] (0) [PDF 1.30 M] (90)
摘要：
随着螺旋桨发动机安装系统国产化研制进程的加快，相关的技术研究必须开展，动力学设计是其中的重要组成部分。本文对比分析了不同结构形式安装系统的动态性能特点，进一步从军民用标准规范和工程实践经验出发，归纳了安装系统动力学设计的技术要求，梳理了安装系统动力学设计技术的发展历程和国内外现状，指出国内外差距主要体现在设计理念、关键技术和应用实践经验等方面。在此基础上，展望了螺旋桨类发动机安装系统动力学设计技术的发展趋势，为当前及未来螺旋桨类发动机安装系统设计技术研究提供了参考。
增材制造阵风锁支座的装机应用研究
李磊, 张仲桢, 张浩
Available online:2023-10-18, DOI:
[摘要] (44) [HTML] (0) [PDF 6.70 M] (95)
摘要：
根据3D 打印技术的装机推进要求，在完成材料及工艺的验证后，即开始进行试片级增材制造材料许用值试验以及增材制造零件级试验。增材制造的零件由于其工艺特点，通常X-Y 方向与Z 方向力学性能有差异，与传统金属零件设计时各项同性的特点有差异，因此有必要在接近真实飞行状态，测试其力学性能。以增材制造阵风锁支座为例，计算飞机运营过程中最大载荷状态，选取最典型的载荷方向进行工装试验方案设计；在试验开始前，进行工程计算和软件仿真，预测失效模式和失效载荷。结果表明：软件仿真和工程计算的结果准确有效，增材制造钛合金阵风锁支座的力学性能稳定，能够承受极端工况的考验，满足装机要求。
航空油冷发电机过热保护设计的研究及分析
孙立荣, 来帅雷, 刘卓
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (25) [HTML] (0) [PDF 2.37 M] (149)
摘要：
发电机热场分布对过热保护构件失效影响显著，是其优化设计中应重点考虑的参数。借助ANSYS 软件中Fluent 稳态压力求解器和湍流模型对故障模式下发电机内部热场分布进行仿真，获得主发电机定、转子和壳体循环油路热场分布；在此基础上，调整部分关键部位熔点及材料软化温度，优化热脱扣保护装置设计方案，实现电机过热保护，该方案已成功应用于某飞机，且已通过试验和试飞验证。结果表明：仿真热场结果与实际工况下的温度场分布一致，电机出口油温达到260 ℃时绝缘衬套软化，导致电机腔体内发生漏油，当发电机绝缘衬套软化温度提高至350 ℃，可有效避免发电机烧损。
航线机务维修人员岗位胜任力评价研究
杜红兵, 张冲, 阿依波塔·赛力克, 闫震
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (98) [HTML] (0) [PDF 724.33 K] (165)
摘要：
有效评价航线机务维修人员岗位胜任力，能够拓展针对性培养计划，提升民航机务维修队伍的综合能力。基于工作分析、行为事件访谈、问卷调查等方法对航线机务维修人员岗位胜任力评价指标进行初选、修正，确定出21 项评价指标，进而构建航线机务维修人员岗位胜任力评价指标体系；采用熵权法确定指标权重，运用累积前景理论的直觉模糊灰色关联分析法（IF-CPT-GRA）建立航线机务维修人员岗位胜任力评价模型；用该模型对5 位航线机务维修人员的岗位胜任力进行评价，评价结果与其他模型的结果进行对比，并将其应用到实例中。结果表明：该评价模型具有一定的实用性，能够对航线机务维修人员岗位胜任力进行有效评价。
考虑减摆器非线性特性的前起落架摆振分析
洪煜清, 聂宏, 张明, 阮爽
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (56) [HTML] (0) [PDF 1.41 M] (98)
摘要：
飞机的前起落架摆振通常在飞机起飞或降落滑跑的过程中发生，对飞机的稳定性和操纵性产生危害，是一种严重的飞机故障。针对某型号无人机，基于动量矩定理，建立考虑起落架侧弯、扭转的摆振数学模型，讨论使用传统油液阻尼减摆器和电磁阻尼减摆器时不同的动力学模型。对于传统油液阻尼减摆器，采用等效线性模型，得到摆振临界稳定阻尼曲线的上下边界；而对于电磁阻尼减摆器的非线性模型，使用分岔分析理论确定系统的摆振稳定区域。结果表明：过大的减摆阻尼对摆振无法起到抑制的作用，得到控制参数平面上摆振的稳定区域，可为后续的起落架减摆设计提供参考。
飞机锁类机构性能退化可靠性分析方法综述
江德印, 韩雅洁, 陈天昱, 江书海, 崔卫民
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (84) [HTML] (0) [PDF 2.09 M] (168)
摘要：
随着航空航天装备的快速发展，军用装备的可靠性要求逐渐提高，飞机锁类机构的可靠性对飞机起降的安全至关重要。以飞机舱门锁机构为研究对象，首先通过文献调研了大量舱门锁机构并分析了锁机构的特点和失效模式，阐述了锁机构的工作原理；其次综述了锁机构失效机理建模、机构渐变损伤的现状以及目前存在的问题，分析了国内外有关锁机构可靠性的研究现状；并针对多连杆机构可靠性分析和锁机构可靠性分析进行了分类梳理。最后对锁机构的可靠性分析研究思路进行总结，并对目前复杂机构的可靠性分析存在的问题及其研究趋势进行了展望。
轮胎参数对双轮式起落架刹车耦合振动影响研究
冯广, 尹乔之, 杨乐, 张颂旸, 宋佳翼
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (25) [HTML] (0) [PDF 2.15 M] (94)
摘要：
当前对飞机起落架低频刹车耦合振动问题的研究主要停留在考虑轮胎参数影响的起落架纵向单自由度振动特性分析，对于多自由度低频刹车耦合振动的特性研究还有所欠缺。本文基于Simcenter 3D 动力学分析软件建立双轮支柱式起落架刚柔耦合整机滑跑刹车分析模型，研究轮胎竖向刚度和侧偏刚度对双轮支柱式起落架低频刹车纵向、横向和扭转的多自由度耦合振动的影响。结果表明：轮胎的竖向刚度对起落架横向和扭转方向上的振动影响较大，轮胎竖向刚度变化33%，横向和扭转方向上的振动变化5% 左右，轮胎的侧偏刚度对起落架低频刹车横向上的振动影响较大，轮胎侧偏刚度变化33%，横向上的振动变化15% 左右。
机翼油箱口盖的抗冲击性能研究进展
蔡玄龙, 倪妮, 彭国辉, 张兆峰, 李小慧, 康亦杰
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (66) [HTML] (0) [PDF 1.99 M] (119)
摘要：
机翼油箱口盖与其周围的机翼外板共同构成飞机气动外形的一部分，飞机在服役过程中，油箱口盖无法避免地会遭受外物的撞击，确保油箱口盖的抗冲击性能对保证飞机安全性具有重要的意义。本文从适航法规要求、常用材料和结构形式、考核方法与评价3 个方面系统地介绍了机翼油箱口盖抗冲击性能的研究进展，总结了目前的研究结论，并对未来机翼油箱口盖的发展进行了展望。
考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究
郝璇, 张青青, 苏诚, 刘芳
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (93) [HTML] (0) [PDF 1.49 M] (85)
摘要：
降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展，给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象，建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法；基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上，分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化，并采用CFD 方法对优化结果进行校核。结果表明：与基准构型相比，在不显著增加俯仰力矩的基础上，优化构型的阻力降低了19 cts，近场过压显著降低，地面声爆响度降低5.1 PLdB。
后桨桨距角对某共轴对转螺旋桨性能影响规律研究
孙召政, 闫文辉, 曹德松
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (285) [HTML] (0) [PDF 6.48 M] (98)
摘要：
共轴对转螺旋桨的桨距角对前后排桨的桨间气动干扰有重要影响，从而能够改变螺旋桨的气动性能。为了着重研究后桨桨距角对共轴对转螺旋桨的气动干扰影响，改善螺旋桨的气动性能，在来流马赫数0.453 的情况下，通过调节后桨桨距角的方式对6×6 构型的共轴对转螺旋桨进行数值计算，数值计算中使用非定常雷诺平均纳维-斯托克斯（URANS）方程结合SST 湍流模型的方法，并采用T-Rex 高质量网格生成技术研究桨距角对共轴对转螺旋桨桨间气动干扰的变化规律。结果表明：后桨在前排桨产生的预旋气流作用下，能够吸收一部分前桨的切向滑流能量，且气动效率高于前桨，前后桨的气动参数在一个旋转周期内出现12 次周期性波动；共轴对转桨的前、后桨转速相同时，前桨桨距角不变，减小后桨桨距角，前、后桨的气动效率都会增加，后桨效率提升明显。
基于多特征点参数权值优化的蒙皮点云去噪研究
李彬鹏, 茅健, 杨杰, 蔡航
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (40) [HTML] (0) [PDF 9.03 M] (99)
摘要：
点云去噪的效果好坏对三维扫描过程后续的曲面拟合与造型设计至关重要，如何快速准确提取特征点已成为研究热点，然而点云去噪的关键之处在于奇异值与离群值的检测。提出耦合多特征点参数的去噪模型，分别讨论每个特征点参数对去噪模型的影响程度；采用群智能算法求解出一组最优参数权重，以此确定点云去噪模型，从而达到三维散乱点云最优去噪效果；通过对Bunny 模型进行去噪仿真以及某一型号的蒙皮进行去噪实验，对去噪模型进行验证。结果表明：本文提出的点云去噪模型相较于半径滤波器、统计滤波器与改进体素滤波结合高斯滤波算法迭代更快、耗时更少，具有更好的去噪效果。
有人-无人机协同空战机动决策研究
刘 波, 魏潇龙, 屈 虹, 甘旭升, 刘 飞
Available online:2023-08-18, DOI:
[摘要] (116) [HTML] (0) [PDF 1020.28 K] (150)
摘要：
目前，有关无人机空战的研究主要考虑无人机的完全自主决策机动算法，有关有人机有限监督决策下的空战机动决策的研究也鲜少，更缺乏对有人—无人机协同作战的研究。为实现无人机协同空战过程中的自主机动，设计一种基于路径规划技术的有人—无人机协同空战机动决策模型。首先，引入动态栅格环境，自适应调整栅格规模和分辨率，以弥补静态栅格环境规划空间越大规划效率越低的缺陷；然后，将A star 算法规划路径作为参考路径，提出ACO-A star 混合路径规划算法，以提升ACO 算法的寻优效能；最后，基于均值聚类算法设计有人—无人机协同空战机动决策算法。进行空战对抗仿真研究，结果表明：所提出的算法具有更好的决策正确性，可有效提升空战胜率。
基于AOE网的过站航班保障进程优化
李明捷, 姚霖昊
Available online:2023-07-24, DOI:
[摘要] (138) [HTML] (0) [PDF 618.08 K] (149)
摘要：
航班地面保障是机场运行的重要环节，为了提升航班地面保障效率，针对某机场航班地面保障流程构建AOE 网，通过该机场A-CDM 系统记录的航班节点数据求出该机场航班地面保障作业的“关键路径”。通过对关键路径上可压缩工序的分析，对该机场的地面保障作业流程进行优化。以我国西南地区某机场航班地面保障的实际数据为基础，剔除不可抗力造成的不正常数据，分别计算保障流程优化前后的航班过站时间。结果表明：在33 组航班数据中，该机场使用AOE 网络优化后的保障作业流程比优化前平均减少地面保障作业时长6.1 分钟/架次，说明通过合理地优化航班地面保障进程，可以有效提高机场的运行效率。
双尾撑倒V尾无人机气动特性及静稳定性计算分析
王晓璐, 李卓远, 陆文龙, 杨浩男
Available online:2023-07-24, DOI:
[摘要] (143) [HTML] (0) [PDF 2.77 M] (136)
摘要：
在双尾撑无人机上配置倒V 形尾翼，是气动布局设计的一种可选方案，倒V 形尾翼的夹角不仅关系到全机的气动特性，还会对静稳定性产生显著影响。提出一种双尾撑倒V 形尾翼布局，并使用数值方法与已有U形尾翼布局进行对比分析；对倒V 形及U 形尾翼布局的计算模型进行校核和验证，分析并讨论两种布局在不同迎角和侧滑角下的纵向、横向和航向气动特性及静稳定性。结果表明：倒V 形尾翼可减小浸润面积，使全机升阻比提高2.2％，同时可增大尾翼失速迎角，但横向静稳定度明显下降；倒V 形尾翼法向力作用位置与U 形尾翼存在的较大差异，是引起横向稳定性降低的主要原因；当尾翼夹角小于90°时，倒V 形尾翼能够增强全机横向稳定性；夹角增大也会使航向静稳定度略有降低，而纵向静稳定度有一定增强。
小口径变截面复合材料进气道结构功能一体化的工艺方法
陈苗苗, 徐伟伟, 李可, 邓世威, 李博
Available online:2023-07-24, DOI:
[摘要] (164) [HTML] (0) [PDF 1.42 M] (149)
摘要：
某小口径变截面复合材料进气道的内腔尺寸小，表面处理困难，整体制造难度大，如何在满足进气道表面质量要求的基础上，降低工艺难度，同时赋予零件功能化，是目前亟待解决的问题。提出一种可实现结构功能一体化的工艺方法，采用分块组合式的结构设计，在工艺控制下成型出厚度均匀（表面波纹度不超过0.5 mm）、变形量小的蒙皮零件，同时在分块状态下完成喷铝、喷漆处理赋予零件功能化。采用法兰边连接和带板固定连接的协同方式，解决了分块蒙皮之间的对缝阶差问题。成功制造出满足设计和使用要求的复合材料进气道。
飞机空调系统动态安全分析
孙晨赫, 曹湘玲
Available online:2023-06-20, DOI:
[摘要] (158) [HTML] (0) [PDF 891.58 K] (179)
摘要：
目前，飞机空调系统的安全性分析多基于固定故障状态，未考虑故障动态发展与变化，且仅能进行定性分析，因此有必要对飞机空调系统开展精准安全性分析。基于空调系统FMEA 中的根故障参数，借助Mar?kov 时间序列求解故障横向转移路径，利用联合概率分布及Bayes 算法求解故障等级与概率，实现横向定性又定量的安全性分析；运用Monte Carlo 仿真求解故障纵向升级路径、故障等级与概率，实现纵向定性又定量的安全性分析。结果表明：动态定性又定量的安全性分析可以精准地判定飞机空调系统的安全性、故障状态下的放行结论及放行要求，具有较好的工程应用价值。
飞机预防性维修任务间隔优化模型与方法研究
南雁飞, 张金涛, 林聪, 靳勇, 吕琦
Available online:2023-06-20, DOI:
[摘要] (83) [HTML] (0) [PDF 831.19 K] (293)
摘要：
飞机维护规程中规定了飞机部队级维护涉及的所有预防性维修任务，在飞机服役初期，维修任务的制定通常偏保守，随着飞机使用和维护经验的积累，维修任务间隔优化的需求越来越明显。以服役数据为分析对象，以系统可靠度为衡量标准，构建预防性维修任务间隔优化分析方法，形成可实现的数学模型；以某维修任务为案例，对其服役数据进行分析，并给出维修间隔优化的建议。结果表明：该方法和模型正确可行，可作为军用飞机维修任务间隔优化分析的参考。
基于动态故障树的故障隔离程序分析方法
柯倩云, 涂志琦, 刘亚奇
Available online:2023-06-20, DOI:
[摘要] (51) [HTML] (0) [PDF 1.03 M] (128)
摘要：
传统的故障隔离程序采用常规静态故障树进行故障分析，可能会导致故障原因分析不全、故障隔离路径过于繁琐等问题。提出基于系统原理和动态故障树进行故障隔离程序分析的方法，以某飞机防火系统引气导管过热探测系统故障为实例，进行系统设计原理和故障告警逻辑分析，引入动态逻辑门，构建具有顺序相关、功能相关和备份关系的动态故障树；在此基础上进行关联故障分析和排故流程图转化。结果表明：该方法能系统地、全面地反映故障触发逻辑，提供快速、准确、有效的故障隔离程序，提高飞机维修保障水平，在复杂飞机系统的航线维修领域具有良好的应用前景和推广价值。
一种民用飞机液压系统自增压油箱容积计算方法
朱海龙, 张倩, 肖晓蕾, 张朋
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (83) [HTML] (0) [PDF 600.11 K] (278)
摘要：
选择合适的油箱容积是保障液压系统正常工作的必要前提，为了能够合理计算民用飞机自增压油箱的容积，基于SAE AS5586 飞机液压系统油箱通用设计要求，介绍并分析飞机液压系统工作中的作动筒、蓄压器以及油液物理特性等所产生的变化容积的计算方法，提出一套循序渐进的油箱容积计算方法以求得油箱设计所需的各类容积值；以某型飞机液压系统油箱容积计算为例，通过对极冷极热天气条件下各飞行阶段的油量分析，并和机上油箱油量记录曲线对比，验证提出的容积计算方法的有效性。结果表明：该型飞机液压系统油箱容积在全飞行阶段均能满足要求，本文所提油箱容积计算方法可行，可用于类似液压系统油箱容积计算。

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低空反无人机技术现状与发展趋势
张静, 张科, 王靖宇, 吕梅柏, 王佩
2018,9(1):1-8. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.001
[摘要] (2898) [HTML] (0) [PDF 1.89 M] (5574)
摘要：
近年来,随着无人机技术的不断发展与完善,无人机不仅在军事领域发挥着重要作用,在民用领域也得到了广泛应用。然而,随着使用难度的不断降低,无人机在给人们生产生活带来巨大便利的同时,其“黑飞"与滥用也给国家、社会和人民造成了安全危害。因此,对低空无人机进行反制与防护的需求在军、民领域均十分强烈。围绕无人机在不同领域的应用状况,介绍了低空无人机非合作飞行带来的安全问题,对威胁种类及来源进行了讨论;在此基础上,着重对国内外反无人机技术的发展现状进行了深入分析,对现有反无人机技术体系的组成及相关系统的优缺点进行了综述。此外,结合低空反无人机系统研发的智能化、一体化、自主化问题,分析并讨论了低空反无人机中探测与防护关键技术的未来发展趋势。
不同折叠形式的柱状气囊展开过程数值模拟
薛齐文, 王霄腾, 何宜谦, 郭敏, 刘旭东, 鄂智佳
2021,12(3):161-170. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2021.03.20
[摘要] (370) [HTML] (0) [PDF 8.07 M] (3553)
摘要：
柱状气囊的折叠与充气展开过程复杂，采用实验手段研究其展开过程存在诸多不便。针对柱状气囊提出两种不同的折叠方式并分别建立相对应的数值分析模型，利用非线性动力学软件 LS-DYNA 研究柱状气囊折叠后充气展开的动态应用特性，对影响气囊展开过程中蒙皮应力、体积和内压曲线变化的因素进行分析，分别讨论不同折叠方式和外界环境参数对柱状气囊动态特性的影响。结果表明：两种折叠方式在收纳空间与材料强度上各有优势；此外，环境参数中的外界压强对气囊展开后的稳定状态有较大影响，而温度对气囊展开的影响相对不明显。
引气冷却模型对涡轴发动机总体性能的影响研究
胡秋晨, 陈玉春, 贾琳渊, 黄 兴
2014,5(1):109-115. DOI:
[摘要] (3700) [HTML] (0) [PDF 2.89 M] (3258)
摘要：
针对目前高热力循环参数和高引气量的自由涡轮涡轴发动机，建立了考虑压气机引气位置可变和涡轮中冷却气参与做功的涡轴发动机性能计算模型。当压气机引气位置变化时，采用流量平衡和功率平衡同时修正法计算发动机性能；涡轮冷却计算模型则考虑了第一级导向器叶片冷却气的做功。与传统涡轴发动机性能计算模型的计算结果对比表明，本文的计算模型能够合理反映引气量和引气位置对发动机特性的影响，更接近发动机的真实物理过程，可为发动机空气系统设计提供输入。
增材制造（3D打印）分类及研究进展
杨延华
2019,10(3):309-318. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2019.03.003
[摘要] (970) [HTML] (0) [PDF 1.21 M] (3213)
摘要：
:增材制造(3D打印)近年来被国内外广泛研究和应用,但是目前尚无关于增材制造的系统、清晰和准 确的分类。根据文献调研和现场调研,将增材制造技术分别按照制造材料种类、形态、热源、工艺组合等方法来 进行划分,即增材制造技术可分为四大类16个小类,并且分别介绍各类增材制造技术原理、特点及其研究应用 现状。最后指出目前增材制造材料单一与效率低等不足及向多元化、高效化、稳定化和包容化等发展的趋势。
小型弹用涡轮发动机发展综述
薛然然, 李凤超, 任立磊
2018,9(1):18-27. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.003
[摘要] (2313) [HTML] (0) [PDF 1.88 M] (3204)
摘要：
小型涡轮喷气和涡轮风扇发动机可为高亚音速、中远程导弹提供理想的巡航动力,是各军事强国竞争的焦点。弹用涡轮发动机具有成本低、寿命短、尺寸小、转速高、增压比低、容积热强度大、起动和点火方式多样等特点,已被广泛应用于巡航、反舰和空地等多种战略与战术导弹。从国内外主要产品及其技术参数、性能与结构基本特点、应用现状、发展趋势等方面,对20世纪70年代以来100~700daN推力范围内弹用涡轮发动机的发展情况进行梳理和分析。指出更低成本、更少油耗和更优结构将是未来导弹推进系统继续追求的目标;螺桨风扇发动机高速性好、耗油率低,脉冲爆震涡轮发动机循环效率高、结构简单,是未来先进弹用涡轮发动机重要的发展方向。
重载四旋翼无人机结构优化设计与强度计算
刘峰, 喻辉, 高鸿渐, 代海亮, 马佳
2018,9(1):99-106. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.013
[摘要] (1785) [HTML] (0) [PDF 1.77 M] (2944)
摘要：
多旋翼无人机结构设计是无人机研制的重要环节,结构优化设计方法是保证无人机安全飞行、提高无人机性能的关键。根据重载四旋翼无人机性能要求,设计一款最大有效载荷10kg、可折叠、质量轻、强度高的四旋翼无人机。建立无人机结构有限元模型,基于实际工况对机臂及中心板进行静力及屈曲分析;对机臂及中心板的铺层方案进行优化,校核结构强度、刚度和稳定性;并搭建无人机静力测试平台,完成重载四旋翼无人机结构静力加载试验。结果表明:相对结构初始铺层方案,机臂减重43%,中心板减重35%,全机结构累计减重560g;试验测点的应变值与分析值相对误差小于15%,验证了无人机有限元模型和优化设计方案的可靠性。
人工智能与空气动力学结合的初步思考
张天姣, 钱炜祺, 周宇, 何磊, 邵元培
2019,10(1):1-11. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2019.01.001
[摘要] (1462) [HTML] (0) [PDF 562.11 K] (2713)
摘要：
以人工智能为核心的新一轮技术革命及产业变革正在影响着社会的各个领域,世界各航空航天大国 均在人工智能与空气动力学的结合方面开展了许多有益的尝试与探索。本文回顾了人工智能技术的发展历程 及现状,重点讨论了大数据时代背景下人工智能在风洞试验、数值计算和飞行试验等空气动力学研究的三大手 段上的应用,详细分析了人工智能在辅助海量气动数据分析与知识发现上发挥的作用,探讨了人工智能在气动 建模与先进飞行器设计中蕴藏的应用价值,并指出了人工智能与空气动力学相结合所带来的挑战。
先进铝锂合金的特点及其在民用飞机上的应用
孙洁琼, 张宝柱
2013,4(2):158-163. DOI:
[摘要] (3433) [HTML] (0) [PDF 4.91 M] (2695)
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。
S5000F介绍及在民用飞机运行可靠性分析反馈中的应用
冯蕴雯, 路成, 薛小锋, 马小骏
2020,11(2):147-158. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2020.02.001
[摘要] (1303) [HTML] (0) [PDF 3.27 M] (2401)
摘要：
运行可靠性是保障民用飞机安全经济营运的基础,S5000F《在役数据反馈国际规范》为民用飞机运行 可靠性分析与反馈以及全寿命周期管理的系统研究提供了一个契机。对 S5000F 规范进行解读,首先,阐述 S5000F编制的背景和目的;然后,介绍S5000F规范的主要内容以及相关的业务流程;最后,探讨 S5000F规范 在民用飞机运行可靠性分析与反馈中的应用。基于S5000F规范梳理民用飞机运行数据采集的业务流程,形成 基于数据的运行可靠性分析框架,为全寿命周期管理提供有效的指导性建议。
一种机翼弯剪载荷包线近似计算方法
刘杨
2013,4(2):241-246. DOI:
[摘要] (2288) [HTML] (0) [PDF 2.31 M] (2369)
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。
复合材料螺旋桨结构多目标优化设计
张碧辉, 李喜乐, 周波
2018,9(1):77-83. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.010
[摘要] (1489) [HTML] (0) [PDF 2.40 M] (2250)
摘要：
在螺旋桨桨叶结构设计的工程实践中,减轻重量和增加扭转刚度是两个主要目标,而复合材料的应用增加了螺旋桨结构的可设计性。以某复合材料螺旋桨为例,基于有限元方法,以桨叶的复合材料铺层数量与铺层角度为优化设计变量,以螺旋桨桨叶强度、弯曲刚度为约束条件,采用快速非支配遗传算法(NSGA-II)对该复合材料螺旋桨进行多目标优化设计。得到了关于两个目标函数的帕累托解集,即综合考虑桨叶质量与扭转刚度两个指标的最优设计参数集。本文为复合材料螺旋桨的结构设计提供了一种有效的思路。
基于贝叶斯网络的空战效能评估方法研究
汪泽辉, 方洋旺
2018,9(1):35-42. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.005
[摘要] (1315) [HTML] (0) [PDF 1020.88 K] (2134)
摘要：
贝叶斯网络是一个基于概率推理的数学模型,常用于解决复杂系统间的不确定性,且具有较大优势。空战过程是一个极为复杂的过程,具有较高的不确定性,针对空战效能评估过程中存在的问题,结合空战理论和实际情况,建立空战效能评估的贝叶斯网络模型,提出基于贝叶斯网络的空战效能评估方法,并进行仿真分析。结果表明:该评估方法能够根据战场环境证据对空战信息优势、协同能力、部队效能、决策指挥能力进行效能评估,为决策提供有力依据,且具有很强的学习能力与推理能力。
飞机油箱水锤效应研究方法及进展
刘国繁, 陈照峰, 王永健, 刘伟兰
2014,5(1):1-6. DOI:
[摘要] (2823) [HTML] (0) [PDF 6.43 M] (2124)
摘要：
水锤效应引起的油箱破坏现象越来普遍,对近几十年水锤效应的研究工作进行归纳和分析,为今后的研究工作提供参考。水锤效应的研究起步早,早期的试验和理论推导形成了水锤效应最初的理论基础,随着试验装置的进步以及有限元思想的引入,试验结果越来越精确,水锤效应的研究工作进入了新阶段。但是对于水锤效应的研究还存在诸多的问题,将是今后工作的重点。
DD5镍基单晶高温合金缓进磨削力和温度实验研究
张帅奇, 杨忠学, 张长春, 张强, 赵子晗, 黄朝晖
2021,12(4):80-89. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2021.04.09
[摘要] (432) [HTML] (0) [PDF 4.02 M] (2055)
摘要：
涡轮叶片榫齿缓进磨削过程热力载荷效应对成型表面质量具有重要影响。基于实验研究磨削参数对DD5 单晶高温合金磨削力和温度的影响规律，分析缓进磨削力和温度形成机理，构建 DD5 缓进磨削力、温度与磨削工艺参数的映射模型并进行验证。结果表明：DD5 缓进磨削深度对磨削力和磨削温度的影响最为显著，砂轮线速度次之，工件进给速度对其影响最小；随着砂轮线速度的增大，磨削力降低、磨削温度升高；随着工件进给速度和磨削深度的增大，磨削力和磨削温度均呈升高趋势；满足材料去除速率的前提下提高工件进给速度并降低磨削深度，可以避免 DD5 磨削表面出现较大的磨削热力耦合影响层。
民用飞机舱门飞行锁机构接触力计算分析
刘成业, 黄振庭, 周颖
2018,9(1):91-98. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.012
[摘要] (1167) [HTML] (0) [PDF 1.78 M] (2023)
摘要：
研究飞机飞行锁机构中的接触力对于民用飞机飞行锁机构的设计具有重要意义。首先介绍飞行锁机构的功能和主要设计依据,阐明某民用飞机飞行锁机构的工作原理,并对其传力路径进行分析;然后采用工程算法、多刚体模型和多柔体模型三种计算方法计算飞行锁工作时曲柄与飞行锁摇臂之间的接触力;最后对三种计算方法进行对比,分析不同方法计算得到的接触力力值产生差异的原因。结果表明:多刚体模型计算值与工程算法计算值产生差异的主要原因是机构空行程导致的力臂变化,多柔体模型计算值与多刚体模型计算值产生差异的原因主要是受力过程中的结构变形。
应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究
张顺磊, 杨旭东, 宋笔锋, 王博, 李卓远
2021,12(4):44-51. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2021.04.05
[摘要] (792) [HTML] (0) [PDF 5.62 M] (2002)
摘要：
协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术，是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型，研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型，开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验，研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律，探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比，小攻角状态时，CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数，甚至出现“负阻力”现象，实现了零升俯仰力矩基本不变；大攻角状态时，CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角，其中，最大升力系数可提升约 67.5%，失速迎角推迟了近 14.8°。
基于浮点编码遗传算法的行星轮系折叠机构优化设计
弥晓亮, 赵美英, 孟毛毛, 万小朋
2013,4(3). DOI:
[摘要] (2636) [HTML] (0) [PDF 3.09 M] (1989)
摘要：
针对折叠机翼变体飞机，设计了一种适合装配在变体飞机小空间的行星轮系折叠机构。在系统研究行星轮系设计目标、设计变量和约束条件的基础上，描述了浮点编码遗传算法，使用MATLAB优化工具箱对其主要参数进行优化。研究表明：相对于安全系数法，结构重量减轻了16.7%，使折叠机构在满足设计指标的情况下达到质量最轻。因此采用浮点编码遗传算法进行优化求解，对于行星轮系机构设计是一种行之有效的优化设计方法。
高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机关键技术
温占永, 段娅
2020,11(2):159-166. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2020.02.002
[摘要] (1176) [HTML] (0) [PDF 1.20 M] (1967)
摘要：
自无人机诞生并应用于实战以来,无人机技术得到了迅猛发展。随着各领域高科技技术的进步,战场 环境日趋复杂,作战任务向高危对抗战场拓展,高空长航时飞翼无人机成为各国研究的热点。本文论述了高空 长航时飞翼无人机对涡扇发动机的要求,结合航空发动机基本原理分析了关键设计参数对涡扇发动机性能的 影响,总结了高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机面临的关键问题及研究进展。本文的研究对于高空长航时 飞翼无人机用涡扇发动机的选型及适应性改进设计具有一定的参考价值。
基于响应面插值的非线性气动弹性计算
吴欣龙, 王锋, 刘朝君
2014,5(1):99-103. DOI:
[摘要] (2179) [HTML] (0) [PDF 1.99 M] (1891)
摘要：
针对飞翼、大展弦比低雷诺数气动布局容易在小迎角的条件下出现气流分离,会带来明显的非线性气动力问题,同时气动弹性带来的影响亦不可忽略。针对此类布局提出了一种建立基于径向基函数插值的非线性压力系数分布模型的方法。利用径向基函数插值建立面元上压力系数对迎角导数的响应面,将压力系数积分并通过无限板样条(IPS)方法进行气动结构多次迭代插值实现非线性气弹分析。结果验证了该方法对于静气弹分析的有效性同时能准确地反映弹性带来的气动效率的降低和变形对升力及阻力的影响。
燃爆类应急离机门作动器冲击强度分析
付春艳, 曹立帅
2018,9(1):107-110. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.014
[摘要] (1352) [HTML] (0) [PDF 1.27 M] (1863)
摘要：
目前,有关应急离机的研究多是对离机轨迹或离机系统构成的探讨,对于应急离机门作动器的强度分析鲜有涉及。基于功能转换思想,利用瞬态动力学分析方法对应急离机门作动器冲击强度进行分析。结果表明:燃爆类应急离机门作动器冲击强度与燃爆气压、燃爆室体积及活塞杆组件的质量均有很大关系;作动器活塞杆与外筒冲击部位附近的倒圆角处为作动器抗冲击的薄弱环节和危险区域。