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。     

机翼变弯度技术研究进展

通过改变机体结构气动外形，确保飞行器在不同飞行状态下持续获得最优气动效益，一直是航空领域的研究热点，而机翼变弯度(VCW)技术是其中一个重要研究方向。首先，分析总结了机翼变弯度技术所带来的综合收益，详细阐述了不同飞行器对机翼变弯度技术的具体需求；然后，分别从变弯度前缘和后缘回顾了过去数十年的发展历程，分析了当前面临的主要技术难点；最后，预测了未来发展趋势，并对机翼变弯度技术的未来研究方向提出了建议。     

考虑组件保形约束的多组件结构系统布局优化

提出了一种考虑组件保形要求的组件布局-结构拓扑的多组件结构系统布局优化设计方法。在传统的多组件结构系统布局优化设计基础上，定义了组件设备的弹性应变能函数并用其定量衡量组件设备的弹性变形程度，在多组件结构系统布局优化过程中，采用组件设备的弹性应变能函数作为其保形设计约束，以实现抑制承载组件变形的设计目的。解析了组件设备保形设计约束对结构拓扑及组件布局设计变量的灵敏度，研究了组件保形设计约束与结构系统整体刚度之间的消长关系，分析了组件保形约束对组件布局及支撑结构材料拓扑分布的影响，在考虑组件保形设计约束的挂架系统布局优化模型中引入了系统的质心位置约束并完成了其解析灵敏度求解。通过数值算例，实现了考虑组件保形、材料用量分数、质心位置约束的多组件结构系统布局优化设计。数值算例的计算结果表明，引入组件保形约束的多组件结构系统布局优化设计方法能够有效抑制传力路径上参与承载的组件设备的弹性变形，实现组件设备的保形设计。     

面向全尺寸民机结构疲劳试验的声发射监测技术

作为一种在线、动态、实时监测技术，声发射是一种非常有潜力的航空结构疲劳损伤监测手段。然而，由于恶劣噪声环境及现有声发射监测处理及分析技术发展不足的影响，导致声发射技术目前仍无法在全尺寸民机结构中得到有效应用。本文面向全尺寸民机结构试验开展了高可靠性自动化声发射(AE)监测技术研究，提出了一种基于载荷同步的声发射损伤识别技术，该技术依托数据清洗、数据同步、数据分割提取及异常判别等环节实现，旨在解决全尺寸民机结构试验声发射损伤监测中监测效率低、损伤识别难度大和无法可靠识别等问题。通过在国内某型全尺寸民机结构疲劳试验中应用，该方法的有效性得到了证实，因而为中国型号试验提供支持，进而服务中国航空工业型号试验。     

铝合金振动疲劳同步测量技术研究

随着振动试验技术的不断进步,振动疲劳试验拥有了良好的试验基础,能够进行各种环境下的振动疲劳模拟试验,但目前振动疲劳的测量方法还无法满足振动疲劳试验深入研究的需求。提出铝合金振动疲劳同步测量的方法,同时采用红外监测技术、声发射技术、显微测试技术、应变测试技术等对不同加速度下的铝合金振动疲劳试样进行测量,研究各种测量参数随损伤的变化情况。结果表明:铝合金振动疲劳不同阶段应主要考虑不同的测量参数作为判断损伤的依据,声发射信号可以很好检测到铝合金振动疲劳的裂纹萌生和扩展寿命,红外测得的温升值随着加速度增大是非线性的,铝合金振动疲劳寿命依赖于结构振动频率、阻尼等参数。     

含离散源损伤的复合材料壁板的剩余强度评估

为研究含离散源损伤的碳纤维增强树脂基复合材料曲面帽形加筋壁板在内压-轴压联合载荷下的剩余强度，对7长桁4框的复合材料曲面帽形加筋壁板进行了试验和分析。结果表明，与离散源损伤距离超过1个典型长桁间距壁板的蒙皮和长桁在轴压载荷作用下轴向应变分布较均匀；加载过程中，损伤区附近应力重新分配，降低了应力集中，离散源损伤可简化为圆孔；基于FD判据和经典层压板理论的计算方法能较准确的计算出含离散源损伤的曲面帽形加筋壁板在内压-轴压联合载荷下的剩余强度；并针对复合材料曲面帽形加筋壁板的结构特点、应变分布特征及破坏模式提出一种在内压-轴压联合载荷下轴向剩余强度的工程估算方法；计算结果均与试验结果吻合较好。     

飞机短舱声衬声学性能实验技术

飞机短舱声衬作为飞机降噪的关键手段，其设计的成功与否强烈依赖于声学性能验证实验技术的发展。短舱声衬的声学设计一般分为两个层面，各自关注不同的研究目的与验证对象。在初步设计层面，一般借助声衬声阻抗提取技术对阻抗设计进行验证；在详细设计层面，一般使用缩比尺度和全尺寸短舱样件、借助声模态测控技术对整体声学效果进行验证。本文对比了基于双传声器法和直接提取方法发展而来的声衬阻抗提取技术，和基于相位控制阵列方法发展而来的声模态测控技术，以及这两种技术在发动机进排气道声衬设计中的应用。研究结果表明，双传声器法在低频下具有更高的精度，高频范围内双传声器法和直接提取方法的精度均降低，中频范围内双传声器法和直接提取方法的无量纲声阻和无量纲声抗差别小于0.2,均展示了较好的适用性。基于相位精细控制的旋转声模态发生技术研制的发生器能够产生超过10 dB以上的模态分辨率，能够用于测试声衬对多个目标模态的调控效果。为了进一步研究无缝声衬降噪量提升的主要机制，实验中使用模态发生器依次发出单独纯净的声模态，对两型声衬实验件开展对比测试。采用新一代技术研制的无缝声衬相比上一代成型工艺制成的带拼缝声衬在多声模态调控和关键...     

飞机典型壁板结构剪切屈曲疲劳试验与分析方法

依据疲劳分析中的细节疲劳额定值法，提出了一种针对纯剪状态下飞机典型壁板结构的屈曲疲劳分析方法。采用整体垫板形式设计典型壁板试验件，避免“对角拉”方式施加剪切载荷时的非关键区破坏；建立剪切屈曲疲劳状态下细节疲劳额定值的分析模型，并给以试验验证；分析结构屈曲疲劳破坏模式，给出结构破坏及裂纹扩展特征，为结构抗屈曲疲劳设计提供技术支持。结果表明：屈曲疲劳的破坏多由于铆钉处受弯曲应力和剪切应力双重影响造成；起裂裂纹沿着垂直于屈曲波的方向扩展，当裂尖靠近屈曲波中心时，扩展速率急速增长；结构屈曲临界载荷随循环次数的增加而减少；提出的屈曲疲劳分析模型是合理可行的，这为结构后屈曲状态下的疲劳评估提供一种便利的工程算法。