基于改进L-SHADE算法的航空发动机性能退化评估

针对航空发动机健康因子求解寻优精度差的问题，提出了一种基于改进L-SHADE算法的航空发动机性能退化评估方法。首先，采用多工作点分析方法拓展发动机健康因子估计的适应度函数，解决气路测量传感器数量不足的问题；其次，通过引入非线性种群缩减策略解决种群快速缩减的问题，同时通过改进的优化加权变异策略，改变不同迭代阶段贪婪算子的权值，增加算法的全局搜索和局部开发能力；最后，在30个经典基准函数上验证了改进算法的收敛精度和鲁棒性。对航空发动机性能退化评估的计算结果表明，改进L-SHADE算法增强了算法迭代前期的种群多样性和算法后期的开发能力，计算精度较标准L-SHADE算法平均提高了65.5%，能够满足工程精度要求，具有较强的工程适应性，能够应用于实际飞参数据，从而为发动机健康管理和性能监测提供理论依据。     

基于Box-Cox变换与随机系数回归模型的非线性退化设备剩余寿命预测方法

准确预测退化设备的剩余寿命可以为设备维护管理提供重要信息支撑，进而避免设备运行中发生计划外失效、减少设备运行维护成本。针对工程实际设备广泛存在的非线性退化现象，提出了基于Box-Cox变换与随机系数回归模型的非线性退化设备剩余寿命预测方法。首先，采用Box-Cox变换对非线性退化数据进行线性化处理，在此基础上通过随机系数回归模型构建退化模型，并运用Bayesian理论与蒙特卡洛-期望最大化算法在线更新模型参数；然后，基于随机系数回归模型的特性，推导出剩余寿命的分布函数以及其点估计值；最后，通过数值仿真和锂电池实际退化数据验证所提方法的有效性。     

多应力耦合条件下氧气浓缩器退化建模

耦合应力条件下的建模是故障预测与健康管理领域的难点问题。以氧气浓缩器地面试验退化建模为例，针对试验中2种应力线性相关且耦合作用于氧气浓缩器退化的问题，提出了一种机理模型与数据驱动联合的偏微分方程建模方法。基于退化机理分析建立偏微分方程的基本形式，利用数据驱动的方法确定方程具体参数。通过偏微分方程建模，对2种应力进行解耦分析，确定引气湿度的增加会加快氧气浓缩器的退化速率，发现随着氧气浓缩器工作性能的退化，氧气浓缩器氧分压对引气压力的敏感性减弱，确定氧分压随引气压力变化斜率为健康因子。通过卡尔曼滤波器模式识别，确定氧气浓缩器退化可分为平稳阶段与退化阶段，与实际服役环境下氧气浓缩器退化数据对比，验证了氧气浓缩器两阶段退化特性。     

一种非线性模型下的复合材料螺栓连接失效分析

复合材料螺栓连接结构已广泛应用于飞机结构件,研究其拉伸失效问题具有重要意义。结合Hashin失效准则、能量耗散率方法、Puck失效准则和材料损伤连续退化方法,建立一种包含面内损伤和层间损伤的复合材料三维非线性模型;将含开孔层合板准静态拉伸试验结果与有限元数值模拟结果进行对比,两者之间的应力应变响应及最终断裂失效模式一致,证明该本构模型是有效的;在此基础上,对复合材料单钉双搭接螺栓连接结构进行拉伸失效分析。结果表明:数值模拟所得位移载荷响应与试验结果吻合良好,极限拉伸载荷误差不超过5%,满足工程应用要求;加载过程中的孔边变形和损伤累积使得螺栓连接结构整体刚度下降,其最终破坏模式为中搭接板挤压失效。     

商用飞机持续适航事件经济性分析模型

我国某型民用飞机于2015 年开始陆续交付运行，积累了大量的持续适航事件和数据，但缺少量化的评价机制，用于持续适航事件的经济性分析。本文通过对民用飞机持续适航事件和数据的收集与分析，结合对主制造商和航空公司的成本和收益损失的计算，提出持续适航事件成本结构；在此基础上，建立单个事件的成本模型和持续适航事件经验曲线模型，进一步提出预测机型成熟期的持续适航事件成本预测模型并验证。结果表明：在机队持续适航成本预测模型提出的过程中，飞机停场天数、事件接收到确定措施时间和措施实施时间的取值敏感度高，在后续机队的运行过程中，应尽量减小这三个参数的取值，以降低持续适航事件成本。     

空间目标视星等曲线仿真

人类航天活动日益频繁，空间目标种类和数量不断增多，识别未知空间目标的关键特征具有重要的科学价值。本文通过辅助图形软件建模分割，获取球体、圆锥体和圆柱体带法向量的面元坐标；基于卫星仿真工具包，得到了目标轨道及位置参数，并结合双向反射分布函数各向异性Phong 模型和四元数姿态更新模型，完成了地基观测条件下4种形状空间目标的视星等仿真。仿真结果表明，目标受空间位置、形状和姿态的影响程度不同，其光度曲线具有各自特点。球体由于形状完全中心对称，光度曲线主要受空间位置的影响；圆锥体、正方体、圆柱体光度曲线的波形受形状影响较大，曲线走向受位置影响较大，波动频率受姿态角速率影响较大。通过统计分析相关数据，可为后续空间目标位置、姿态和形状的反演提供先验模型。      

临界剪切应力系数曲线适用性研究

曲板的屈曲问题与材料的弹性模量和泊松比有关,对于机身蒙皮材料2060-T8E30,曲板临界剪切应力系数曲线的适用性有待研究。基于Abaqus的线性静力分析中的Buckle算法,以机身蒙皮材料2060-T8E30建立了多种构型曲板,对比有限元分析值和曲板临界剪切应力系数曲线,通过分析误差,得出结论:对于2060-T8E30材料,可以认为d/h=1.5的ks(曲板临界剪切应力系数)曲线相比有限元分析值偏高,误差不大于15%;d/h=2的ks曲线相比有限元分析值偏高,误差不大于20%;d/h=3.5的ks曲线相比有限元分析值偏高,误差不大于35%。在飞机机身结构常用的参数,即d/h=3.5,Z≤20的情况下,当Z10时,ks曲线的适用性较好,误差不大于10%;当10Z≤20时,ks曲线相比有限元分析值偏高,误差不大于20%。     

基于故障机理和伪失效寿命的 电子产品剩余寿命预测

针对传统电子产品可靠性评估中存在的不足,提出了一种基于故障机理和伪失效寿命的电子产品剩余寿命预测方法。首先,基于电子产品的故障模式、故障机理分析,确定产品敏感性能参数;然后,对敏感参数退化量进行监测,建立电子产品退化轨迹模型,利用最大似然法估计其参数;最后,根据电子产品退化轨迹,设定故障阈值,得到电子产品寿命分布。通过仿真表明,该方法评估精度较高,对电子产品的可靠性评估有一定的参考价值。     

HTPB复合固体推进剂率相关损伤机理分析与验证

固体发动机在点火过程中常由于结构完整性问题而出现爆炸或性能曲线异常等问题，结合发动机在点火状态下推进剂的受载情况，亟待探索固体推进剂的率相关损伤机理。本研究从某HTPB复合固体推进剂在宽温和宽应变率下单向定速拉伸试验的力学响应特征入手，针对应力-应变曲线呈现的“双峰”、“脱湿”点前后移位等现象阐释了推进剂的率相关界面损伤特性。然后，基于建立的推进剂细观有限元模型对推进剂的率相关损伤过程进行了仿真计算，通过提取有限元分析结果的损伤界面分析了推进剂的界面损伤机理。最后，通过高速摄像试验的结果对损伤机理进行了验证。结果表明，推进剂的界面损伤过程具有很强的率相关性，“双峰”和“脱湿”点前后移位均与推进剂在不同应变率下拉伸时内部的损伤演化过程有关。通过对比推进剂在不同应变率下拉伸时断裂前的形貌，高应变率下AP颗粒析出数量较多，在一定程度上印证了本研究对推进剂损伤机理的阐释。     

压气机叶片复合疲劳试验系统的设计及疲劳寿命分析

为了模拟航空发动机工作典型状况,研究高低周复合疲劳对某型一级压气机叶片疲劳性能的影响,设计了高低周复合疲劳试验系统,进行了复合疲劳试验,振动试验及仿真分析；确定了叶片一阶振动频率为1530Hz,得出复合疲劳试验较纯低周加载缩短叶片寿命的作用高达586%。通过分析中值S N曲线和P S N曲线, S N曲线拟合系数高达099。通过对复合疲劳试验后的叶片断口进行分析,叶片断口的宏观和微观性状均出现了明显的疲劳源、高周扩展区、低周扩展区以及瞬断区,找到了叶片的断裂经历了高低周复合疲劳作用形成的明显特征区,最后说明了复合疲劳试验系统设计的合理性和可行性。