航天材料空间环境效应损伤机制及关联性研究

基于航天材料在轨将遭遇多种空间环境的作用且不同空间环境对航天材料的损伤存在一定的关联性,本文首先对航天材料的空间环境及效应进行了介绍,接着对真空、温度、微重力、等离子体、粒子辐射、太阳电磁辐射、空间大气、空间碎片及微流星体、空间污染、空间动力学、腐蚀及空间生物等环境对航天材料的损伤机制及不同损伤机制之间的关联性进行了研究,最后对需要进一步研究和关注的方向进行了讨论并给出了发展建议。     

不同损伤尺寸铝合金结构疲劳寿命分散性研究

飞机损伤结构疲劳寿命分散系数是分析损伤结构疲劳寿命分散程度的重要参数。针对飞机常用铝合金材料，开展预置损伤试验件疲劳测试。采用相关系数比较法，判断损伤结构剩余疲劳寿命分布类型；通过断口观察和数据统计处理，分析损伤与疲劳寿命关系及含损伤结构剩余疲劳寿命分散性规律。结果表明：含损伤结构剩余疲劳寿命更加符合威布尔分布；含预置损伤结构较未预置损伤结构疲劳寿命下降明显，随预置损伤尺寸增加，结构剩余疲劳寿命逐步降低，剩余疲劳寿命分散性增大，不同初始损伤结构疲劳寿命分散性差异较大。本文研究为建立飞机不同损伤尺寸铝合金结构疲劳寿命分散系数模型提供参考依据。     

基于灵敏度分析的可调静叶调节机构运动精度优化

为提升高负荷多级轴流压气机静叶调节机构的运动精度，针对5级联调构型，梳理了37个对调节精度可能存在影响的 参数，提出了一种基于局部灵敏度分析的参数降维预处理优化方法。通过局部灵敏度分析认识各参数对调节精度的影响规律，甄 选重要参数，依靠自主优化程序与多体运动学软件联合的技术途径并采用SQP算法对机构进行优化：仅采用相对灵敏度影响最大 的9个参数进行优化时，调节精度达到0.4020°；采用剔除13个绝对灵敏度最小参数后的参数进行优化时，调节精度优化达到 0.2000°；而采用全部37个参数进行优化后，调节精度依然为0.2000°。结果表明：所提出的降维预处理优化方法能够在保证运动 精度的同时有效减小计算规模，联合优化的方式较传统虚拟样机优化具有更高的精度。     

C／KC-135飞机机身结构腐蚀损伤容限研究

C／KC-135飞机是KC-135同温层加油机的改型产品，主要用于装备美国空军。文章通过对C／KC-135飞机机身蒙皮与搭接部分隐藏的腐蚀损伤情况的分析，系统地介绍了腐蚀损伤容限分析的方法和程序，以及考虑环境影响时，评估C／KC-135机身蒙皮和搭接处隐藏的腐蚀的一种系统的方法。美国俄克拉荷马城空勤中心(OC-ALC)研究人员P．W．Whaley等采用的腐蚀损伤容限分析方法，类似于建立在断裂力学基础上的传统的疲劳断裂损伤容限分析方法，该方法对于老龄飞机剩余寿命的评估有一定的借鉴作用。     

混合策略对改进导弹制导的应用

本报阶段的主要任务是为无量纲娄敏度分析准备一些工具。这种灵敏度分析将允许我们对前一阶段的研究结果加以归纳并完成参数研究。     

激光陀螺应用中压电陶瓷灵敏度与歪扭的检测

压电陶瓷灵敏度的大小会直接影响激光陀螺的稳频。为了有效地稳频，提高陀螺性能，必须对压电陶瓷进行筛选。本文给出测量灵敏度及歪扭的大小、方向的原理方法。系统的中灵敏度的测量部分为一四通道Twyman-Green干涉仪。动态歪扭测量部分是利用歪扭造成激光光斑在四象限光电管上偏离，由各象限差动电压来得到其大小和方向。方法理论上能测出高达百分之一波长量级的压电陶瓷厚度变化和千分之一角秒量级的动态歪扭变化。     

基于灵敏度分析的结构动力逆向修正方法及应用

在结构动力修正诸方法中，灵敏度分析方法的应用较多，然而在很多文献中，振动模态的灵敏度公式是基于完备模态的，而工程中所能获得的只是极少数的低阶模态，因而直接应用此式会造成很大的误差，本文推导出基于非完备模态的公式，构造了结构动力修正函数，并给出一个算例，计算结果表明，该方法修正效率高，精度高。     

玻璃基复合材料基体的选择及其对力学与损伤行为的影响

介绍了玻璃基复合材料的特点，根据ＭｃＣａｒｔｎｅｙ模型编制了一套计算程序以选择合适的基体。利用该程序可以计算各种条件下复合材料内的应力分布，应力分配系数，最后探讨了玻璃基复合材料基体对力学与损伤行为的影响。     

直升机机敏性的TAGUCHI分析

旋翼飞行器机敏性生存灵敏度分析的任务，是研究相对于机敏性变化的旋翼机生存灵敏度，目的是要鉴定有助于提高机敏性的那些性能参数，这些性能参数一经确定，许多在数就与具体的设计参数相关了，因此，研究了有不同的机敏性和设计重量的九种改型直升机设计。通常用战斗模拟分析结果检验机敏性，重量和生存力之间的折衷方案。