某型电动飞机螺旋桨振动特性实验研究

某型电动飞机采用螺旋桨产生拉力,为了防止螺旋桨工作时共振,利用ES-2-150振动实验系统进行了两叶木质螺旋桨和碳纤维螺旋桨的振动特性实验,采用谐振搜索与驻留方法测量出木质螺旋桨的第一阶固有频率为36.07Hz,碳纤维螺旋桨的第一阶固有频率为73.58Hz。螺旋桨爬升状态转频为39Hz,这与木质螺旋桨的第一阶固有频率非常接近,导致木质螺旋桨在爬升状态出现比较严重的振动故障。因此,某型电动飞机最终选择两叶碳纤维螺旋桨作为其拉力产生装置。     

基于敏度阈值拓扑优化方法在飞机加强框设计中的应用

为了能够有效地降低飞机结构承力件的重量，针对飞机骨架，以加强框的概念设计为研究内容，通过对“敏度阈值”概念的分析，指出其不足，提出了“改进的敏度阈值”概念，并与“约束补偿”策略结合而形成新的拓扑优化算法，用于加强框的材料布局设计．多个算例中的拓扑优化结果均显示其结构型式十分新颖，值得深入地探讨．     

飞行器跨声速气动弹性数值分析

将流体和结构运动方程分别构造为含子迭代的计算格式,发展了一种紧耦合气动弹性分析方法.其中流体计算的空间离散采用改进的HLLEW(Harten—Lax-van Leer-Einfeldt-Wada)格式. TFI(transfinite inter- polation)方法用于生成随结构变形的自适应多块动网格.利用所发展的方法,对-翼-身-尾气动外形,数值预测了马赫数在0.3-1.3范围内的气动颤振边界.并详细研究了时间步长、子迭代步数、初始流场、耦合方法、疏密网格对颤振计算结果的影响.     

利用多项式拟合测量飞机油箱油量

飞机飞行中,测量剩余油量是关乎飞行安全的重要工作。以往采用的查表法存在存储数据量过大的问题,而插值法的计算又过于复杂,为此,提出了一种基于多项式数据拟合的油箱剩余油量测量方法,该方法通过存储多项式系数减少数据存储量,通过将多元插值计算改为多项式计算降低运算量。实验中,首先通过地面实验数据拟合获取多项式参数,再利用飞机飞行中获取的测量数据进行计算,所得结果与油箱内剩余油量的实际测量结果相比较,测量误差满足使用要求。通过理论和实验分析,在多项式拟合的阶数选择上明确了使用三阶多项式的合理性。该方法有较好的实用性,已在实践中应用。     

阻尼材料在飞机炮振减振上的应用

在飞机炮舱区应用新型阻尼材料LJ5,组成一个全新的阻尼结构系统来吸收由航炮射击时产生的冲击能量,改善其炮击的振动环境.可使炮舱区的动应力下降约30%.     

军用飞机任务保障规划方案效率分析

针对军用飞机再次出动保障任务规划方案的效率分析缺乏有效的解决方法的问题,构建了基于灰色聚类算法与熵权法相结合的任务保障规划方案效率分析模型。该模型首先利用灰色聚类对保障方案的人员利用率的有效参数进行计算并确定。其后利用熵权法对保障方案的人员数量时间分布进行计算。在此基础上根据任务规划工期、人员利用率、人员数量时间分布三个参数的权重得到任务保障规划方案效率。文中通过实例对构建的效率分析模型进行了验证。结果表明：所构建的效率分析模型能够有效的对军用飞机任务保障规划方案效率分析,且具有较高的可靠性和很好的工程应用价值。     

数据驱动视角下飞机故障预测与健康管理系统设计及验证

由于故障预测与健康管理系统（PHM）是涉及多层次、多领域、耦合度高的复杂系统，很难从整体对PHM系统进行设计和验证，所以始终没有成熟的工具和方法。从数据驱动的视角，研究了飞机PHM系统设计及验证。以数据为主线，采用了四种方法实现PHM系统设计及验证：1）采用系统建模语言（SysML）进行PHM系统的架构设计；2）采用基于事件的方法将被观测系统的行为状态化，实现PHM系统中资源的充分利用，降低局部的资源压力；3）采用基于模型的推理方法，实现了系统状态模型的应用；4）采用多线程、异构能量耦合等方法定义了一个PHM仿真框架，并在该框架指导下开发了一个仿真环境，并针对机载配电系统设置了几种测试用例进行诊断推理，对提到的各种方法进行了验证。研究结果表明，上述方法是合理有效的，可以构建描述完整、资源均衡的PHM系统架构。     

军机DFR方法在钛合金电子束横焊缝结构上的应用验证

为在飞机结构设计阶段进行钛合金焊接件的疲劳强度评估,采用军机DFR方法进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件的疲劳分析,并对其进行了试验验证。首先,进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件的DFR基准值测试,得到DFR基准值为470MPa;其次,为了验证军机DFR方法分析结果的可靠性,进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件在随机谱下的成组疲劳试验,采用断口判读技术确定裂纹萌生寿命,得到了随机谱下的试验中值寿命;最后,利用测得的DFR基准值,采用军机DFR方法评估得到随机谱下成组试验的试验件中值寿命以及对应试验中值寿命的应力水平。对比分析结果表明:分析寿命比试验寿命低10%,分析的应力水平比试验应力水平低3%。此结果表明军机DFR方法略偏保守,与DFR方法计算结果偏保守的特征一致,也验证了军机DFR方法在TC4-DT钛合金电子束焊接件上应用的可行性。     

大型飞机机身曲板多轴载荷试验技术研究

根据大型运输机及客机机身壁板结构静力分析与耐久性和损伤容限试验技术需求,研制了一套能够为机身壁板施加多轴载荷的试验系统(FPTS)。该系统由轴向载荷施加组件、剪切载荷施加组件、气压载荷及环向平衡载荷施加组件构成,既能为机身曲板施加单一载荷,同时又能实现多轴载荷协调加载,解决了多轴载荷施加边界约束的相互干涉与耦合问题。试验结果表明,单轴载荷试验应变数据均匀,多轴载荷试验应变满足结构在小变形下的叠加原理。上述试验结果可为机身静强度及疲劳强度设计提供数据支持。