航空用600℃高温高压导管连接快卸卡箍组件试验与评价研究实践

以GJB 3579-2015《高温高压管路连接卡箍通用规范》为验收标准，对3个批次典型规格600℃高温高压导管连接快卸卡箍组件从外观质量和尺寸、关键功能性能、环境适应性、疲劳寿命等多指标角度试验研究出发，验证其是否满足标准规范的要求；并采用“过程能力指数法”对获取的各项试验结果数据进行稳定性分析和评价。     

基于振动抑制的发动机进气畸变耙研制

针对航空发动机进气流场压力畸变测试需求，基于耙臂的振动抑制，首次采用浮动内环连接结构，研制了一种发动机进气畸变测试耙。强度计算结果表明，所设计的进气畸变测试耙的动、静强度均有足够的储备裕度。测频试验和动应力测试试验结果表明，内环与耙臂连接结构对进气畸变测试耙整体振动抑制效果明显。进气畸变测试耙工程应用效果良好，可满足发动机进发匹配以及进气逼喘试验的需求。     

一种基于精确刚度分析的刚性连接单元

NASTRAN刚性连接单元RBE3中的权因子需要人为设定,由此导致分配节点载荷具有较强的主观性。针对该问题,基于结构刚度矩阵的缩聚原理提出一种精确的刚性连接单元,该单元可将指定节点上的载荷精确分配至结构的主要承力节点,并能有效克服RBE3单元中权因子不直观且难以确定的缺点。通过算例验证,表明采用本文所提出的精确刚性连接单元可以精确完成由加载节点到主要承力节点的载荷分配计算,且所得载荷分配结果更为精确可靠。     

鸟撞载荷下铆接对机翼前缘加强结构的影响分析

为了提升飞机机翼前缘结构抵抗冲击的能力从而保护机翼内部结构及功能,工程中提出了各种前缘结构加强方案。而这些加强结构多为非整体结构件,需将加强结构与原结构组装起来,考虑到工艺性要求铆钉连接成为最主要的连接方式。虽然铆钉连接的方式操作简单费用较低,但该种连接方式不可避免地给飞机机翼前缘加强结构带来了一定的初始损伤,直接影响到了飞机机翼前缘结构的抗冲击能力,因而未考虑铆钉连接影响的加强结构模型,无法准确地反映结构在冲击载荷下的实际受载情况。创建了含铆钉的飞机机翼前缘加强结构模型,该模型建立了铆钉孔同时确定了被连接件间的连接方式,通过与试验结果的对比验证了该模型的有效性,含铆钉的飞机机翼前缘加强结构模型能较好地预测前缘结构遭受鸟撞冲击载荷下的损伤情况。     

基于注意机制的轻量化稠密连接网络单幅图像去雨

图像中附着的雨条纹对背景造成的破坏严重影响了对图像信息的分析和后续研究。为了恢复被雨条纹破坏的背景纹理特征, 提出一种基于注意机制的轻量化稠密连接网络针对单幅图像进行去雨。注意机制有利于网络准确定位降雨区域, 稠密连接网络的使用增强了特征的复用, 缓解了梯度消失和模型退化问题。利用多尺度通道混洗深度可分离卷积实现网络轻量化设计, 降低了网络参数规模, 提升了网络运行效率。在合成数据集和真实数据集上的去雨结果表明, 所提算法在定量指标和定性分析上都优于现有算法。      

复合材料径向和轴向螺栓连接失效预测方法及失效模式分析

大型火箭舱段间的复合材料端框连接主要由径向螺栓连接和轴向螺栓连接组成，设计了不同铺层和几何尺寸的连接试验件，并通过试验获得了失效载荷和失效形式。然后，选择了3种渐进损伤方法进行了连接结构的失效预测，并将预测结果与试验结果进行比较，结果表明：采用基于细观力学的复合材料渐进损伤方法，15组径向连接试验件失效载荷计算误差最大为17.3％；4组轴向连接失效载荷计算误差最大7.4％；预测的失效形式与试验结果接近，为连接结构确定了合适的失效预测方法。采用数值分析结果揭示了复合材料单向层的主要失效模式。为复合材料端框连接的设计研究提供了可用的失效预测方法及详细的失效模式分析结果。     

基于VDI2230标准的螺栓连接载荷系数仿真计算与试验验证

在根据VDI2230标准进行螺栓连接强度校核的过程中，涉及到部分经验参数选择以及经验公式计算，其误差大小会影响最终的校核结果。本文以载荷系数作为研究对象，利用有限元与试验方法开展了一系列分析研究，首先验证了利用有限元方法计算载荷系数的精度范围和可行性；然后基于有限元方法对VDI2230标准中载荷系数经验公式的准确度进行了分析，得到了经验公式在部分情况下的相对误差大小。     

铝合金-胶膜压印/粘接复合连接工艺及接头失效分析

以热熔胶膜作为粘接剂，开展压印/粘接复合连接工艺试验研究，基于Box-Behnken设计（BBD）方法，建立因素（冲压力、胶膜厚度、板材硬度）与响应值（能量吸收值、失效载荷）之间的多元回归方程，辨析因素与响应值之间的内在联系，结合接头机械内锁结构的有限元模型，分析接头断裂失效模式。结果表明：多元回归模型具备较高的显著性且拟合程度高，能量吸收值、失效载荷的试验值与预测值的最大误差分别为7.9%、11.42%，验证了模型的可靠性。冲压力与能量吸收值和失效载荷均呈正相关性，胶膜厚度对能量吸收值和失效载荷的影响均呈先减小后增大的趋势；胶膜的加入对接头的力学性能有较明显的提升；当接头受拉时，接头发生以拉脱失效和混合失效（拉脱和颈部断裂同时发生）为主的失效模式，有限元分析与试验吻合较好。     

宇航微波组件连接技术可靠性分析

针对宇航微波组件制造过程中的射频同轴电连接器与微带板之间的连接技术，以焊料硬连接、镀金铜带Ω形连接及金带包焊为研究对象，分析比较了不同连接技术的原理与特点，提出了相应的工艺控制要求与注意事项，并以SMA型电连接器为试验对象，对不同连接技术进行了鉴定试验验证、电性能测试及热应力仿真等可靠性评估与分析。结果表明：焊料硬连接焊点在经历力学鉴定试验和200次温度循环试验后出现疲劳纹，镀金铜带Ω形连接和金带包焊焊点则未出现异常；金带包焊的电性能与焊料硬连接较为接近，在1~8 GHz内基本满足使用要求，镀金铜带Ω形连接的电性能一致性较差；相同温度载荷下，硬连接焊点的最大热应力远大于镀金铜带Ω形连接及金带包焊，采用金带包焊的力学设计裕度远大于硬连接。     

附加连接对主动指向超静平台控制效果的影响

超精超稳超敏捷卫星在航天器星体平台的基础上引入二级控制主动指向超静平台（ASP）实现了载荷的振动隔离与敏捷机动。载荷与卫星平台之间的附加连接可能导致系统指向精度与隔振效果的下降。为此，利用仿真与试验分析研究了线缆、热管等附加连接对主动指向超静平台控制性能的影响。首先，利用牛顿-欧拉方法建立了超精超稳超敏捷卫星多级动力学模型，将线缆、热管连接等效为附加刚度，建立附加连接的力学模型，为分析附加连接对系统产生的影响提供动力学基础。其次，仿真分析了附加连接对系统隔振效果、稳定性的影响，为实际卫星的设计与测试提供理论支持。为进一步掌握附加连接的刚度特性和对系统控制性能产生的影响，设计对主动指向超静平台开展控制系统的全物理仿真试验。试验结果表明，采用试验中线缆、热管的装配布局对主动指向超静平台控制的稳定性、指向精度与稳定时间均无明显影响，试验中线缆、热管的装配布局对整星的安装设计有重要参考意义。最后，提出了一种自适应预设性能非线性控制器，解决了附加刚度存在下平台与载荷之间的耦合与振动抑制问题，数值仿真结果显示，提出的自适应预设性能控制改善了载荷与平台之间的动力学耦合问题，进一步提升了载荷的敏捷机动...