破损安全设计在民用飞机襟翼运动机构中的应用

后缘襟翼是现代民用飞机的关键增升装置，运动机构是其重要的支撑结构。根据后缘襟翼运动机构特点和损伤容限要求，提出了破损安全设计要求和不同类型的破损安全结构应用场景。基于裂纹扩展方法和主、副结构裂纹独立扩展的原则，给出了不同类型破损安全结构的裂纹扩展曲线、检查门槛值和重复检查间隔的确定方法；针对主流铰链襟翼和滑轨襟翼运动机构的传力和连接特点，从主、副结构的相对位置出发提出了同位结构和异位结构的分类方式，从结构特点出发提出了平板结构和铰链结构的分类方式，给出运动机构破损安全设计流程，并提出了典型富勒襟翼滑轨等待破损安全最小设计间隙确定方法，对民用飞机的研制具有重要意义。     

基于PRSEUS结构的翼身融合布局后机身结构优化设计

针对翼身融合布局民机的非圆形截面机身结构承载特征，美国波音公司和美国国家航空航天局（NASA）联合提出了拉挤杆缝合高效一体化结构（PRSEUS），以提高翼身融合布局飞机机身结构的承载效率及稳定性性能。为了深入研究翼身融合布局后机身结构设计及PRSEUS结构在后机身上的应用，本文建立了基于PRSEUS结构的翼身融合布局后机身结构高保真度数值分析模型。筛选出了针对翼身融合布局后机身的5种典型载荷工况作为评估后机身结构强度和刚度的输入条件。借鉴结构区域划分技术，开展了基于PRSEUS结构的翼身融合布局后机身结构优化方法研究，完成了基于分块的PRSEUS结构后机身结构优化设计，保证了后机身结构强度和刚度性能，并进一步减轻了结构重量。     

飞行器新结构技术展望

随着飞行器设计需求的提升，飞行器结构不断向结构功能一体化、智能化等方向发展，飞行器新结构技术是飞行器结构发展需求的体现。本文从飞行器结构设计技术发展的维度出发，着重对近几十年来出现的飞行器结构创新概念及理念进行了汇总和整理，形成了对航空航天飞行器结构技术发展趋势的研判，分别从轻质/多功能结构、智能结构、变形/变体结构、仿生材料/结构和防隔热承载一体化结构5个方面展开介绍和分析，最后给出对航空和航天飞行器结构技术发展趋势的总结，这些结论可对后续飞行器结构设计专业的发展提供有益借鉴。     

复合材料直升机平尾结构概率损伤容限评估

考虑工作应力和剩余强度的随机性，建立了航空复合材料结构概率损伤容限评估的应力-剩余强度干涉模型，以复合材料直升机平尾结构为研究对象，统计分析了工作应力、损伤尺寸、初始强度和疲劳极限等随机因素，基于考虑损伤尺寸效应的剩余强度模型，利用Monte-Carlo方法，评估了复合材料直升机平尾结构的失效概率。结果表明，建立的航空复合材料结构概率损伤容限评估方法是可行的，考虑了复合材料结构制造和服役过程中众多随机因素对剩余强度的影响，符合实际情况；损伤类型和损伤修复效率对复合材料直升机平尾结构的失效概率有显著影响，穿透型损伤对平尾结构可靠度的不利影响大于分层损伤，平尾结构的失效概率随着修复效率增大而降低。     

基于作战完整性的军用飞机结构强度发展思考

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。     

机敏支撑结构的振动主动控制

 机敏结构是具有传感和执行双重功能的结构形式，无需外界帮助可自适应调节其状态。通过机敏结构建立了三维支撑结构的振动主动控制系统，利用Hamilton原理和变分法中的Euler公式导出了压电机敏结构的离散控制方程，采用加速度反馈实现了支架的振动主动控制。     

复约束方法计算斜齿圆柱齿轮结构特征值问题

根据齿轮结构的循环对称性，以仅含有一个完整轮齿的扇形子结构作为齿轮有限元计算模型，用计算循环对称结构特征值问题的复约束方法，通过求解一个扇形子结构的特征值问题得到整个齿轮结构的特征值和特征向量。计算了４个不同参数齿轮的低阶固有频率和振型，并与实验结构数据比较，获得了满意的结果。这证明复约束法既极大地减少了计算所需内存和机时，又可建立包含轮齿和轮体在内的计算模型，保证了齿轮结构特征值问题计算的完整性和准确性。     

我国税制结构的优化

随着经济的发展和税源结构的变化，税制结构的调整显得十分必要和紧迫，笔者分析了制约我国税制结构优化的因素、税制结构优化的标准，现行税制结构中存在的主要问题，并对优化我国税制结构的措施提出了具体看法。     

返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势

针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求，综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状，着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上，分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题，可以看出：纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势，材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍；组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上，将成为提高热防护结构效率的有力途径；展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升，但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺，仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。     

辽宁省旅游经济结构及优化调整思路研究

辽宁省旅游业发展至令已经取得了可喜的成绩，但是在经济结构方面还存在一些问题，有待进一步调整和优化，从广义的经济结构角度出发，从旅游企业组织结构、旅游产品结构、旅游产业结构和区域结构四个方面，提出辽宁省旅游经济结构优化调整的思路。     

基于载荷共享理论的多传力路径耳片可靠性研究

飞机结构检查周期的制定需要保证结构在服役期间具有一定的可靠性，但多传力路径耳片结构中各层耳片的失效存在相关性，传统的并联系统可靠性分析方法已经不适用于该结构的可靠性分析。为解决这一问题，基于载荷共享并联系统提出了一种多传力路径耳片结构的可靠性建模方法。首先，基于载荷共享并联系统的基础理论和耳片设计准则，确定了多传力路径耳片结构的载荷共享原则和寿命等效原则；在此基础上，应用条件概率和全概率公式对任意三传力路径耳片结构进行可靠性建模，并应用于结构检查周期的校核；最后，以某型飞机的“铝-钛-铝”复合连接的耳片结构为例进行了应用分析，验证了方法的适用性和有效性。结果表明：相比传统的并联系统可靠性模型和基于对数正态分布模型的可靠性分析方法，所提方法能够很好地反映多层耳片间的相关失效，更符合多传力路径耳片结构的失效特性，从而为多传力路径耳片结构的可靠性分析提供了一种新的方法，可用于检查周期的校核和优化。     

工程结构的振动疲劳研究

描述了结构振动疲劳问题的概念，指出了它的特点以及它与常规结构疲劳问题的区别，并建议将疲劳问题分为结构静态疲劳和动态疲劳两类。提出了一般结构和薄壁结构振动疲劳寿命分析和试验技术，以及结构抗振动疲劳设计和控制维修原则。     

一种针对局部结构的有限元模型修正方法

针对实际结构有限元模型（FEM）的建模误差通常仅存在于局部区域，提出了一种对局部结构单独进行模型修正的方法。首先，根据频响函数（FRF）解耦理论得到由残余结构频响函数与包含待修正参数的局部结构动刚度所重构的整体结构频响函数的拟合值，然后通过迭代优化使其与测量值的残差最小化，从而得到参数的极大似然估计。在此基础上，将残差关于参数的灵敏度以局部结构动力学矩阵表示，建立了模型修正的基本方程，利用整体结构的测试数据即可直接对分离出来的局部结构进行模型修正。最后，对喷气式飞机和三角机翼飞机分别进行了数值模拟和实验研究，验证了所提方法的可行性和有效性。结果表明，所提方法可以成功地用于仅局部区域含有建模误差的实际结构有限元模型的修正，修正后的有限元模型的动态特性与实际结构有较好的一致性。     

上市航空公司资本结构优化

航空公司具有特殊的融资方式和资本结构，飞机和航材的高昂价格决定了航空公司需要大量融资，因此航空公司融资方式的选择、资本结构的确定就显得尤为重要。本文结合资本结构优化的相关理论，通过深入分析我国上市航空公司资本结构的现状，提出了优化我国上市航空公司资本结构的建议。     

非平稳随机系统动态贝叶斯结构学习关系网

 针对基于图模型自主控制中环境感知问题，提出了连续变量非平稳系统变结构动态贝叶斯网络(DBN)的结构学习模型;讨论了平稳系统常结构DBN学习模型。以上述结论为基础，提出了模糊自适应尺度法用于非平稳系统变结构DBN结构学习，依据非平稳程度函数rb、调节系数m及区间长度Δt模糊推理出步长系数k和窗口系数b，依据具体框架得到变结构DBN，给出了连续变量非平稳系统变结构DBN学习的模型框架和具体算法。仿真结果表明：提出的结构学习框架是可行的。     

转子结构布局及其力学特性优化设计

针对高推质比航空发动机结构设计，提出了航空发动机转子结构布局优化设计方案。对总体结构布局的优化可以有效提高材料使用效率，获取更优的力学特性，减小结构质量以提高推质比。介绍了转子结构布局的研究内容，给出了结构布局优化设计方法，并通过对高负荷转子结构系统的布局优化设计，验证了结构布局设计方法的可行性。算例结果表明:该方法可使结构效率损失系数降低0.335，方法的创新对航空发动机转子系统初始结构设计具有指导意义，对转子结构设计方案筛选和缩短设计周期具有重要的作用。      

飞行器结构布局与尺寸混合优化方法

针对飞行器结构轻量化设计中的布局和尺寸优化问题，提出了一种高效的混合优化方法。在传统的基结构优化方法中引入尺寸变量，构建结构布局与尺寸混合优化模型，并以遗传算法为基本搜索方法，设计了统一描述0-1型离散布局变量和连续尺寸变量的染色体，建立了结构布局与尺寸混合优化的求解流程。由于种群规模较大，在求解过程中引入了神经网络代理模型，通过预估种群个体的优劣，缩减每一代中需要精确计算的个体数目。以含有55个布局变量和55个尺寸变量的机翼结构优化问题作为算例，验证了该方法的可行性，优化结果相比传统基结构法减重13%,且引入代理模型可使计算成本降低约50%。     

基于可靠性管理平台的飞机结构工程管理

详细分析了飞机结构可靠性方案实施的重要环节，阐述了飞机结构工程管理的工作思路和实施方法，为航空公司的结构工程管理工作提供借鉴。     

低膨胀高温合金GH907的显微组织研究

采用透射电子显微术和Ｘ射线能谱分析，研究了低膨胀高温合金ＧＨ９０７的微观结构，分析了ε相的结构、成分及其与基体的取向关系，研究了各种晶界相的结构、形貌和成分。     

复合材料薄板结构中的声学黑洞效应探究

声学黑洞（ABH）作为一种新型波操控技术，通过裁剪结构厚度以实现波能量的聚集与耗散，在工程结构的减振降噪、能量回收等方面具有很好的应用前景。碳纤维复合材料（CFRP）具有质量轻、高比强度和比模量的特点，广泛应用于航空工程结构中。为了探究复合材料结构中的ABH效应，本文针对内嵌式的碳纤维复合材料ABH薄板结构（CFRP-ABH），利用有限元方法验证了其能量聚集效应，并探究了铺层角度对能量聚集效应的影响。另外，通过仿真计算和实验测试，研究分析了CFRP-ABH结构的动力学特性。结果表明，在200～3 000 Hz的频率范围内，CFRP-ABH结构的振动水平相对于均匀厚度板有5～18 dB的降低，表现出优秀的宽频减振性能。