飞机雷电防护设计与鉴定试验

飞机遭受雷击后产生强大的雷电流,它严重的威胁飞行的安全.本文分析了雷电造成的危害,并论述了飞机结构设计应为雷电流提供低阻抗的通路.对雷击放电敏感的部位和部件,必须根据自身的重要性采取适当的雷电防护措施,以尽可能减少雷电对飞机的损害.最后介绍了为确保雷电防护措施的可靠性而进行的验证试验方法.     

基于深度学习的航空发动机内部损伤实时检测方法

针对航空发动机内部损伤实时检测问题,提出了基于YOLOv4框架下的目标识别网络模型,该网络模型具有检测精确度高,推理速度快的优点,实现了发动机内部损伤的实时检测。在具体实施过程中,该方法首先对不同损伤类型进行分类并对损伤位置进行标注,将图片与之对应的标注导入到改进网络中进行训练并得到对应的检测模型,最后,基于训练好的模型,对图片和视频流上的损伤进行实时检测。利用Pascal VOC（visual object classes）标准数据集与真实的航空发动机孔探图像数据集进行方法验证,结果表明所提出的目标识别网络在保证准确率的前提下每秒检测的帧率相比原目标识别网络提升了23.7%以上。为解决孔探损伤检测中人为因素导致的检测结果不准确与检测效率低下等问题提供了有效途径,具有很强的工程实用价值。      

跨速域强地效水平助推滑跑气动机理

火箭橇水平助推滑跑短时间内可实现高超声速,它不仅是当前高速地面动态试验的主要手段,更是未来可重复使用单级入轨(SSTO)水平发射的重要依托载体.针对有效载荷与橇车分离时避免出现抬/低头问题、火箭橇测试的传感器布局方案设计等关键问题,基于高精度湍流数值理论与复杂激波系干涉理论,以高超声速标准模型作为有效载荷,开展火箭橇水平助推滑跑系统的气动机理研究.通过对跨速域滑跑时结构内部涡系演化、局部流场特征与系统气动特性分析,揭示不同连接方案对有效载荷的影响机制、结构表面压力分布变化规律等.结果表明:低马赫数时低压区压力脉动呈周期性变化,容易引起气动激励振动;不同马赫数下低压区位置发生明显改变、作用范围随马赫数提高而扩大,尾迹涡相对稳定;改变连接距离和连接高度均使低压区涡的位置发生大幅改变.     

基于考核目标等效的试验载荷处理方法

在全尺寸结构强度试验中,需将原始理论载荷转化为试验实施载荷,载荷处理的结果直接关乎着试验考核的真实性和有效性。传统的载荷处理方法基于载荷等效,载荷处理完成后再对比数值分析结果,这种开环的载荷处理方法遇到复杂结构和载荷时通常效率和精度都大打折扣。提出了一种基于考核目标等效的试验载荷处理方法,将数值仿真分析结合到载荷处理过程中,搭建一种载荷优化设计-试验态分析-考核目标评估的闭环架构,以结构目标响应为评估判据和优化目标,结合灵敏度分析、遗传算法等智能优化算法,搜索试验态载荷最优解,大幅提高了载荷处理的效率和精度。在此基础上,基于MATLAB GUI平台开发了载荷处理软件,模块化地实现了灵敏度分析、载荷-响应矩阵计算、载荷优化设计等功能。将基于考核目标等效的载荷处理方法成功应用到某飞机升降舵结构载荷处理中,实现了试验考核目标响应误差精准控制。     

2.5D机织复合材料悬臂梁振动疲劳实验与有限元模拟

2.5D机织碳纤维增强树脂基复合材料以其在力学性能和复杂构件成型两方面的综合优势,在大涵道比商用涡扇发动机风扇叶片方面具有巨大的应用前景。对发动机风扇叶片来说,振动疲劳是一种不可忽视的工况条件,目前2.5D机织复合材料振动疲劳方面的实验与数值预测模型十分有限。本工作针对一种模拟发动机叶片根部的2.5D机织复合材料悬臂梁结构,建立一阶弯曲振动疲劳行为模拟的多尺度模型,并基于固定周期跳跃的疲劳加载模拟方法,结合主导疲劳失效机制的损伤萌生准则和疲劳刚度退化模型,开展2.5D机织复合材料经、纬向试件振动疲劳实验过程的模拟。基于建立的多尺度模型分析试件危险部位单胞内的应力场,预测经、纬向试件振动疲劳实验后的损伤状态。数值模拟结果与实验后的断口形貌观测结果吻合,验证了本工作提出的2.5D机织复合材料振动疲劳多尺度预测模型的有效性。基于提出的振动疲劳多尺度预测模型,对随着疲劳加载次数累积经向试件工作段单胞内的损伤状态进行了仿真,揭示了2.5D机织复合材料振动疲劳损伤的演化机理。     

不同扫描速度下激光熔覆修复TC4合金表面性能

在当前的航空产业中,激光熔覆是一种理想的TC4合金部件修复和表面处理技术,在工艺方面具有优于传统金属修复技术的优势。本工作在功率2 kW下,通过不同的激光扫描速度,对合金试件表面进行激光熔覆修复加工,检测分析修复后表面的金相组织变化、电化学腐蚀性能和力学性能变化。结果表明：在激光修复过程中发生了显著的显微形貌变化;激光扫描速度为150 mm/min的修复表面耐腐蚀性能最佳;200 mm/min的修复表面显微硬度和耐磨性能最佳。     

带有ERSFD的航空弧齿锥齿轮动态特性

将弹性环式挤压油膜阻尼器（ERSFD）引入弧齿锥齿轮传动（SBGD）系统中以改善其动态特性。基于广义雷诺方程建立内外油膜控制方程,并通过半解析方法得到弹性环的变形,获得ERSFD油膜力后基于径向基（RBF）神经网络建立其近似模型,建立带有ERSFD支撑的8自由度SBGD系统双向流固耦合动力学模型,借助分时迭代方法获得系统稳态响应。结果表明:内油膜压力沿圆周分段式分布,且沿偏移线为非对称分布;ERSFD的存在有效削弱了油膜力与偏心率之间的非线性关系;弹性环凸台厚度的增加,使系统振动响应的幅值整体下降,并抑制了5200～8200 r/min转速范围内系统的混沌行为,有效改善了SBGD系统动态特性。      

大型客机气动设计综述

随着对现代飞行器性能需求的不断提高,面向工程应用的先进气动外形设计方法要求能兼顾多学科高性能和稳健性,以突破传统设计方法设计的外形稳健性差、难以实现工程应用的难题。针对这一问题,飞行器气动稳健优化设计方法脱颖而出并取得了快速发展,多种高效实用的不确定量化和稳健优化方法被相继提出,成为了满足工程型号气动外形设计要求最有力的手段之一。本文以建立工程实用的高效气动稳健优化设计方法为需求,综述了飞行器气动稳健优化设计相关理论和方法的最新研究进展。首先,系统介绍了飞行器气动稳健优化设计方法的研究现状和最新进展,对不确定建模、不确定量化和稳健优化等关键技术的发展现状进行了详细介绍和讨论;然后,结合当前最受关注的工程应用问题,陈述和讨论了气动稳健优化设计方法在跨声速翼型/机翼、自然层流外形、叶栅/旋翼外形3类典型复杂气动设计问题中的应用效果和进展,同时结合多学科分析与优化设计需要,调研了气动/隐身/声爆/结构多学科稳健优化设计在工程设计问题中的最新进展和发展方向;最后,结合文献综述,讨论了飞行器气动稳健优化设计理论和方法在发展和应用上面临的难题和挑战,并展望了未来研究方向。

     

超声速变马赫数风洞喷管设计研究进展

超声速变马赫数风洞可在单次运行期间实现马赫数连续调节,对于研究超声速机动过程和超燃冲压发动机起动等问题具有独特的优势。超声速变马赫数喷管是风洞运行期间调节马赫数的核心部件,其设计质量直接决定了实验段的流场品质。本文综述了近些年国内外超声速变马赫数风洞喷管设计的研究进展,介绍了4 种典型的变马赫数风洞喷管方案（全柔壁、半柔壁、型面旋转、非对称）的构型设计及其数值模拟和实验标定结果,总结了不同变马赫数风洞喷管方案设计中重点考虑的问题,并对变马赫数风洞喷管在具体实验中的应用进行了展望。     

Wolter-Ⅰ型X射线脉冲星探测器的空间环境本底分析

X射线脉冲星导航具有自主性强、抗干扰、安全性高等特点。针对X射线脉冲星辐射信号的探测与识别介绍了一款Wolter-Ⅰ型X射线脉冲星探测器。为评估探测器的性能、提升灵敏度,对该Wolter-Ⅰ型X射线脉冲星探测器开展了蒙特卡罗(MC)模拟研究。首先基于空间环境信息系统(SPENVIS)平台给出运行轨道中不同种类带电粒子的分布与能谱特征;然后采用GEANT4软件构建了Wolter-Ⅰ型X射线脉冲星探测器的质量模型,模拟了探测器对电子、质子及氦等带电粒子的响应;最后以遮光膜参数优化为例说明探测器优化方式,并给出优化后探测器在700 km地球圆轨道上的空间环境本底。结果表明优化后探测器的空间环境本底为30.68 cts·s^-1。