并行试验管理技术在民用飞机全机疲劳试验中的应用

在民用飞机结构适航符合性验证试验中,全机结构疲劳试验是最复杂、最昂贵、最耗时的,提高全机疲劳试验效率、缩短全机疲劳试验周期一直是型号研制中追求的目标,尤其是疲劳试验管理技术的提高。在MA600,ARJ21-700,Y12F等全机疲劳试验中引入并行实验管理技术进行工程应用,提出应用并行试验管理技术应当注意的问题。结果表明:并行实验管理技术在全机疲劳试验时缩短了试验时间,提高了试验效率,发挥了重要作用。     

水陆两栖飞机静力试验优化机翼变形的载荷配平

水陆两栖飞机全机静力试验的浮筒着水工况试验中，在试验允许的常规载荷配平方案下，压向大量级水载荷作用于浮筒结构引起机翼较大变形，影响试验精度，因此进行以减少机翼变形为目标的载荷配平研究。将机翼近似为悬臂梁结构，在构建的机翼力学模型基础上应用Green函数建立机翼的挠度曲线方程。首次以考核区域边界肋的挠度和转角为优化目标并建立多目标函数，通过层次分析法和极差变换标准化处理方法将其转化为单目标函数后，采用引入交叉和变异因子的改进蚁群算法进行载荷配平方案优化运算。有限元分析及试验结果显示，优化得到的载荷配平方案可以显著地减少机翼变形，配平载荷不影响考核区域的真实变形，证明了该优化方案的正确性和可行性。     

约束阻尼型减振镗杆

机械加工过程中刀具的切削颤振是影响加工质量和加工精度的关键因素。为了提高孔的加工质量,设计出一种新型抗振镗杆——约束阻尼型镗杆,该镗杆由镗刀头、基体层、阻尼层和约束层组成。针对约束阻尼型减振镗杆,首先从切削稳定性角度分析,增大镗杆的固有频率、静刚度及阻尼比,能有效提高镗杆的减振性能;其次利用ANSYS有限元分析软件得到各材料层厚度参数对镗杆减振性能的影响因子大小;随后对各参数进行优化分析获得优化的减振镗杆,优化减振镗杆的固有频率和阻尼比均大于普通镗杆,且相同激励下减小振幅可达34%;最后通过实际切削实验检验所设计镗杆的抗振性能,在相同切削条件及刀具悬伸长径比(L/D=6)下,优化减振镗杆所得到的表面粗糙度值较普通镗杆降低50%以上,由此说明约束阻尼型减振镗杆具有更好的抗振性能。     

我们周围的生命

类似太阳这样的恒星，仅银河系就有１５００亿个。然而，无论哪一个恒星，它即使有自己的行星系统也不能永远与之安然相处。一些恒星放出的巨大热量足以把它的行星烧成灰烬，而另一些恒星甚至无力把它的行星烘热。尽管如此，学者们仍推断银河系有１％～２％的恒星可能会拥有自己的行星系统，而且这些星球上可能存在着生命。这是一种什么样的生命呢？在长篇幻想小说里，游来荡去的总是一些以原子能为食的金属生命，或是存在于宇宙间的思维晶体，或是硅三角之类，不一而足。我们无意与幻想家争长论短，只想用化学家的眼光观察一下邻近的星球。…     

飞机结构静强度试验支持方案的确定

飞机结构试验是一个复杂的系统工程。飞机的支持方案是贯穿于整个试验过程的重要环节,它规定了试验件的支持状态,决定了试验结果的质量。本文通过对型号试验支持方案的进展历程和目前的发展动向的介绍,阐述了飞机结构试验支持方案制订的过程和考虑要素。     

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。