全尺寸复合材料机身筒段静力/疲劳试验技术

全尺寸复合材料机身筒段静力/疲劳试验是国内首次规划的全复材大部件试验，为顺利完成试验并积累相关技术经验，介绍了现有民机及大型运输机静力/疲劳试验技术现状，研究并应用了全复材大直径大载荷机身特殊边界模拟、撑杆-差动组合静定约束系统、静力/疲劳试验一体化加载系统技术。这些新技术在试验中的成功应用加快了试验实施速度、提升了试验安全性和可靠性。试验结果表明，各项技术安全、可靠、有效，达到了试验要求和预期目标，形成了一套完整有效的全尺寸复合材料机身筒段大部件试验技术，为宽体客机机身复合材料的应用奠定了良好的基础。     

民机全机疲劳试验综合加速技术研究与验证

民机全机疲劳试验关系到适航取证和服役使用，为缩短疲劳试验时间，从载荷谱简化和试验过程提速两方面进行综合性加速技术研究。对细节疲劳额定值(DFR)法改进使之适用于全寿命区间后，基于改进DFR法提出了以损伤比为判断标准的载荷谱等损伤折算方法，通过小试验件验证了载荷谱简化方法的正确性，并将其应用于全机疲劳试验。载荷谱简化后各任务段的总循环次数大幅减少，采用简化谱的后机身试验损伤结果与原谱全机试验基本相同，说明了该方法适用于全机试验。在试验设计和实施阶段，提出了快速载荷处理的载荷整体平衡优化方法和缩短每循环加载时长的分段等速率加载优化方法，载荷处理结果误差均满足设计要求，优化后的平均每日起落数由48提高到90。     

基于域自适应的复合材料结构损伤识别方法

深度学习模型能够辅助提高基于导波的复合材料结构损伤监测的可靠性，但需要大量的损伤样本。以大量的模拟损伤样本和少量的真实损伤样本为基础，设计一种基于域自适应的损伤识别模型，实现从模拟损伤识别向真实损伤识别能力的迁移。首先，通过粘贴质量块收集大量模拟损伤数据，设计卷积-时序混合神经网络，实现对模拟损伤的高准确率识别；然后，在模型中加入域自适应模块，使模拟损伤和真实损伤数据在特征空间内分布规律近似，进而在无需对真实损伤进行标注的情况下，实现准确识别。实验结果表明，该方法对真实损伤的检出准确率为85.7%,优于传统深度学习模型。     

基于多旋翼无人机的多连杆仿生起落架设计与仿真

传统的多旋翼无人机着陆架存在对着陆场地适应性差、智能化程度低的缺点，设计一种具备复杂地形自适应起降的着陆装置对多旋翼无人机的发展具有重要意义。本文设计了一种基于多连杆混联机构的仿生起落架，针对单腿的设计构型进行驱动力矩分析与机构优化，在此基础上完成结构设计，并以多旋翼无人机为对象，设计了一套四腿仿生起落架系统，针对四腿机构进行典型地形着陆仿真。结果表明，多连杆仿生起落架设计方法可应用于多旋翼无人机的起落架设计中，并实现多旋翼无人机在非结构地形的自适应着陆。     

航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术研究综述

航空发动机作为飞行器最关键、最核心的部位，长期服役于高温、高载等极端环境，疲劳失效是导致发动机结构破坏的主要原因之一。随着工业的发展，发动机材料的超高周疲劳问题日益凸显。本文总结了发动机典型材料超高周疲劳关注领域的研究现状，对当前超高周疲劳试验技术的应用情况进行了阐述，包括超高周轴向振动疲劳、弯曲振动疲劳、扭转振动疲劳、复合振动疲劳等试验加载技术以及温度控制技术、损伤监测技术，并对我国航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术的发展做出展望。     

风扇轴高/低周复合疲劳试验方法研究及设计

为了实现风扇轴在轴向力、主扭矩、振动扭矩和旋转弯矩载荷联合作用下，真实模拟试验件边界环境，且不引入额外载荷的要求下进行高/低周复合疲劳（HCF/LCF）试验.采用机械设计技术、液压技术、计算机技术和数据采集技术，提出了轴向力、主扭矩、振动扭矩和旋转弯矩载荷的加载方法，建立了4种载荷的控制系统和标定系统，并设计了大涵道比涡扇发动机风扇轴试验器.试验器利用计算机测控系统，通过信号提取、电液伺服阀和机械系统可同时实现轴向力、主扭矩、振动扭矩和旋转弯矩载荷的协调加载.结果表明:试验器高周载荷加载频率可达到9Hz，低周疲劳载荷加载精度优于±0.12%，振动扭矩载荷加载精度优于±2%，92.75%的旋转弯矩加载数据精度优于±5%，旋转弯矩误差范围为±9%.试验器具有良好的重复性和线性度.      

大飞机典型货舱下部结构冲击试验及数值模拟

针对大飞机全尺寸三框两段货舱地板下部结构，分别进行3.95 m/s和5.53 m/s的落重冲击试验，对比分析其变形模式和冲击响应特性。建立货舱地板下部结构有限元模型，通过仿真结果与试验结果的相关性分析来验证有限元模型，并进一步分析不同冲击速度对货舱地板下部结构变形模式和冲击响应特性的影响。结果表明：在3.95 m/s冲击下，中间支撑件与机身框连接区域铆钉未发生失效，在5.53 m/s冲击下，中间支撑件与机身框连接区域铆钉发生失效，且最终压缩位移量增大221.0%,最大加速度峰值降低19.9%,最大冲击力峰值降低2.9%。有限元模型能够很好地复现冲击试验过程，准确模拟机身框、中间支撑件及C型支撑件等变形情况，捕捉到中间支撑件与机身框连接区域的铆钉失效情况，在3.95 m/s和5.53 m/s冲击下，仿真与试验获得的最大加速度峰值偏差分别为4%和11.4%。中间支撑件与机身框连接铆钉在4.0～4.5 m/s的速度区间内发生失效，导致货舱地板下部结构整体压缩量迅速增大，中间支撑件吸能占比下降，机身框吸能占比上升。撞击区域铆钉失效对货舱地板下部结构变形模式、冲击响应和吸能特性有显著影响，研究成...     

安全带对航空座椅及乘员冲击响应的影响

以典型三联旅客座椅为研究对象，建立了经试验验证的航空座椅有限元模型，研究了安全带固定点位置、安全带刚度和安全带形式等参数的变化对座椅系统动态响应的影响。在水平冲击下，安全带固定点位置对乘员运动轨迹和椅腿受载的影响显著，后左椅腿和前左椅腿Z向受载均随着安全带角度的增加而减小。安全带固定点位置对安全带载荷的影响较小。安全带刚度对乘员运动轨迹、安全带载荷和椅腿载荷的影响均显著。随安全带刚度增大，其自身承受的载荷增加，乘员前移距离和椅腿受载均减小；此外，与两点式安全带相比，Y型安全带对乘员的约束效果更好，可减小头部X向峰值位移63 mm,头排座椅中可以考虑安装Y型安全带以减少座椅与隔板的安装距离。     

大型无人机主结构耐久性试验加载技术

为验证某大型无人机主结构的疲劳寿命是否满足设计指标要求，探寻主结构的疲劳薄弱部位，为结构设计改进及制造工艺改进提供试验依据，进行全尺寸主结构耐久性试验。针对该型号无人机先进布局设计及结构设计所带来的试验机约束、载荷优化、载荷谱编制、精确加载等试验加载方面的难点，进行相关试验加载技术的对比与分析以及新技术的系列验证，由此提出大型无人机主结构耐久性试验的多功能支持夹具设计、无人机机体结构载荷优化、综合载荷与扣重的载荷谱协调编制、新型拉压垫弹性体应用、作动筒专用扣重装置设计等新的技术。经过该试验机半倍疲劳寿命的阶段性试验验证，可以表明各项技术合理可行，稳定可靠，确保了试验正常运行。     

民用轻小型无人机碰撞安全特性研究进展

民用轻小型无人机碰撞伤人、干扰甚至碰撞民航飞机的事件频发，使得其碰撞安全问题成为各国学者研究的热点技术之一。本文分析了轻小型无人机运营中的碰撞安全风险诱因，从无人机碰撞民航飞机和碰撞人员2类场景出发，阐述了轻小型无人机碰撞安全分析方法和试验方法的研究概况，以及典型的无人机碰撞安全准则及损伤分级方法。最后，对轻小型无人机碰撞安全技术研究的发展进行了展望。