结构/机构一体化空间可展开复合材料]柔性伸杆的设计

为了满足空间探测的需求，文章提出一种结构/机构一体化空间可展开复合材料柔性伸杆设计。该伸杆以结构自身所包含的长通孔作为柔性关节，利用柔性关节的弯曲势能，实现其180°折叠展开功能。首先，研究影响该伸杆刚度和强度的主要设计参数，并综合考虑伸杆的制造工艺要求以及实际使用状态，确定了该伸杆的最终设计状态。然后，对该柔性伸杆的展开状态进行模态分析，并对其柔性关节进行折叠展开试验。最后，测量该柔性伸杆的重复折叠展开指向精度。模态分析结果表明：带探测计负载的伸杆展开状态的一阶频率为15.80Hz，二阶频率为17.22Hz，满足设计指标要求。折叠展开试验结果表明：伸杆柔性关节的折叠展开性能良好，满足设计要求。指向精度测量结果表明：伸杆重复折叠展开10次后，偏差角的6σ值为0.00828，重复折叠展开指向精度较高，满足使用要求。结构/机构一体化空间可展开复合材料柔性伸杆的结构设计方案合理可行，可适用于多种航天器及多类空间探测任务。     

巨量维修行为质量概率评测模型技术设计

运营飞机需按照制造商要求进行大量检修,评测飞机长期维修质量成为一个关键课题。本文通过设计维修质量评测模型,对长期维修质量的趋势预测进行研究分析,以提高对飞机维修质量的监控水平。     

基于一类含极少运动副四支链两转一移三自由度并联机构的五轴混联机器人

首先提出了一类含较少运动副四支链两转一移三自由度（2R1T）并联机构（PMs）2RPU-UPR-RPR和2UPR-RPU-RPR，然后提出了极限约束力螺旋系的概念，分析四支链2R1T并联机构末端的极限约束力螺旋系，对所提出的四支链2R1T并联机构是否同类机构中含运动副最少进行了论证。基于提出的四支链并联机构构造了一种五自由度混联机器人机构，建立了2-RPU-UPR-RPR并联机构的位置反解模型，并将其等效成一个三自由度串联机构RPR，进而对整个混联机器人机构进行了位置正反解分析，建立得到了混联机器人机构位置反解的显式解析表达式，并用加工球面轨迹的算例对所建运动学模型的正确性进行验证。提出的五自由度混联机器人含有极少的运动副，且所有转动自由度均具有连续转轴，能够得到解析的位置模型表达式，很容易实现轨迹规划与运动控制，具有良好的应用前景。     

因P30问题引起遄达1000发动机空中停车可能性的分析

P30管路在巡航阶段结冰后会产生错误信号,因此飞机可能在巡航或下降阶段出现发动机空中停车,本文对此可能性的原因进行了分析。     

碳纤维复合材料结构损伤的自检方法研究进展

监测碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)的结构损伤是一个关键问题。本文就目前国内外研究较热且应用前景较大的一类新型无损检测技术——基于CFRP导电网络的自检技术进行综述,总结了直流法和交流法的原理和技术特点,尤其是对各种检测方法适用的环境和损伤类型进行了评估。最后指出了发展出一套智能化的CFRP结构损伤自检体系所要进一步开展的研究工作。     

用Bezier曲线设计可展曲面

利用ｎ次Ｂｅｚｉｅｒ曲线作为设计曲线，给出了一种构造可展面曲的方法，允许Ｂｅｚｉｅｒ控制顶点有较多的定闰自由，有益于自由型可展曲面的设计。     

Bu-NENA/PBT推进剂安全性能

开展了增塑剂品种、固体填料含量对Bu-NENA/PBT推进剂安全性能影响研究,炸药HMX和增塑剂Bu-NENA含量对Bu-NENA/PBT推进剂危险等级影响研究及钝感Bu-NENA/PBT推进剂综合性能评价。研究结果表明,Bu-NENA可显著降低PBT推进剂的机械感度,HMX含量控制在13%以下,Bu-NENA含量控制在12%以下,Bu-NENA/PBT推进剂危险等级评定为1.3级,Bu-NENA/PBT推进剂理论比冲大于267 s,玻璃化温度Tg为-65℃,-60～70℃宽温力学性能优良。     

风扇出口导向叶片低噪声设计Ⅰ:方法与优化

作为"风扇出口导向叶片（Outlet Guide Vanes，OGV）低噪声设计"系列文章的第1篇，本文在现有压气机气动设计流程的基础上，加入了噪声评估过程，建立了基于通流设计的气动/声学一体化设计方法。为提高设计阶段的评估速度，以三维升力面理论与管道声学理论为基础，从通流设计和造型设计输出中提取参数，结合转子尾迹模型，建立了转/静干涉噪声的解析预测模型。以现代大涵道比涡扇发动机风扇/增压级为对象，采用该模型系统分析了OGV轴向掠形与周向倾斜对转/静干涉噪声的影响，获取了轴向掠形角与周向倾斜角等三维设计参数与风扇噪声的关系图谱，初步确定了低噪声设计较优降噪量的掠和倾组合方案。以此为基础，在保持叶尖子午投影位置和弦长不变的前提下，将叶片前缘和径向积叠进行参数化，采用遗传算法进一步开展了OGV的低噪声优化设计，最终获得了2个优化方案，预估的降噪量达到了8 dB。     

直升机金属结构缺陷容限验证技术研究

直升机结构的缺陷容限验证在FAR／CCAR27／29．571条适航条款中有明确的要求。文章提出了全尺寸结构缺陷容限验证思路，对验证的各个环节，包含缺陷的类型及参数、缺陷容限特性曲线基本参数及安全系数、真实缺陷下载荷或应力的修正、结构的缺陷容限性能、检查周期的确定等进行了探讨，为开展直升机结构缺陷容限验证工作提供了技术支持。