摘要：为了在高超声速飞行器结构热试验中准确模拟真实服役热环境,用快速时变热耦合控制方法对复杂石墨阵列进行控制.采用热耦合控制方法将瞬态热损失与瞬态黑体辐射量代入控制方程,实时获取试验件的真实热响应状态;研究了结构热试验热载荷典型历程及石墨阵列控制响应特性,设计了基于结构热试验的专家PID控制策略,给出了复杂石墨阵列全历程分段控制参数;研究了石墨阵列的电特性,设计了时变限伏控制策略,提高了石墨阵列的可靠性;设计了一种多温区耦合补偿控制方法,减小了温区间的耦合干扰.结果表明:试验得到的温度曲线与理论计算曲线在快速升温段的最大误差为4.8%,平稳段的最大误差为1.4%,下降段的最大误差为2.3%;有效减小了控制系统的超调量,提高了系统响应速度;使用快速时变热耦合控制方法在某试验中对复杂石墨阵列进行控制,控制误差小于1.2%.

摘要：针对高超声速飞机结构试验中大范围快速升/降温加载难题,提出了一种基于石墨的宽温度区间快时变热载荷模拟方法。首先,形成了一种基于平板式石墨加热元件的超高温环境设计流程,提出了考虑加热环境的加热元件厚度设计与强度校核方法;其次,针对快时变热载荷模拟需求,提出了基于加热元件与试验件解耦的快速升温方法,分析了封闭环境中强迫对流换热降温效率;最后,基于前述方法研制了大范围快时变热载荷模拟试验系统,并针对炭气凝胶试验件开展了超高温快速升/降温试验验证。研究表明,试验件表面温度响应与设计要求基本一致,无明显的温度变化滞后与变化缓慢现象。针对碳基材料平板试验件,试验系统可实现500~1800℃范围内的可控多次快速升温与快速降温,升/降温速率可达到10℃/s,为高超声速飞机结构热试验提供了技术条件。

摘要：针对复杂交变环境下气候环境实验室超大门体保温密封难题,提出了双气道环绕随形密封及保温结构方法。首先,发明了一套非异面变轨装置,使得4扇超大门体同轨排布密封,解决了异轨搭接密封易泄露的难题;其次,设计了一种耐复杂交变环境的充气式塑性密封件,解决了传统橡胶密封圈在极端温度下挤压易脆化难题;设计了一套大门密封防冻结系统,避免了密封界面处凝霜结冰现象;最后,提出了超大门体保温结构设计方法,有效隔断了室内冷/热负荷向室外传递。该保温密封方法已成功应用于气候环境实验室超大门体,提高了门体保温密封性能,降低了实验室能耗。

摘要：针对基于导波的结构健康监测(structural health monitoring,简称SHM)中急需解决的环境载荷影响问题,开展碳纤维复合材料板结构与加筋结构载荷影响实验,研究了载荷对导波的影响规律。在此基础上,提出了一种基于深度学习神经网络的载荷补偿方法,该方法通过建立补偿标准,对网络结构及网络参数进行设计,有效减少了参考信号存储,实现了大范围载荷补偿。通过实验数据验证了该方法的有效性,结果表明,在补偿范围0~90 MPa内,补偿精度达到-20 dB。将补偿方法结合损伤成像方法应用在碳纤维复合材料板结构的损伤监测,结果表明,补偿前无法实现损伤定位,补偿后损伤定位误差≤0.9 cm,有效提高了载荷影响下的损伤诊断可靠性。

摘要：针对目前飞机结构疲劳试验损伤检测中计算机视觉识别模型面临的主要问题是如何从同为毫米级的表面纹理、划痕、污迹中识别出疲劳裂纹,提出了基于双向融合网络(bidirectional fusion network,简称BF-Net)和孪生分差的飞机结构裂纹检测方法。首先,采用分级检测策略,提取出可能出现裂纹的重点区域;其次,设计面向微小目标识别的BF-Net,通过自上而下和自下而上的特征融合操作从区域图像中自动获取高质量的裂纹特征信息;最后,采用孪生分差法,基于重点区域的自身特征信息以及与模板间的特征差异信息来综合判别裂纹。试验结果表明,该方法能够实现对微小裂纹的精确检测,为飞机结构疲劳试验中裂纹的自动化检测提供了有效的技术途径。

摘要：地面颤振模拟试验是一项以真实飞行器结构作为试验对象,并利用激振器模拟非定常气动力的颤振验证试验技术。本文通过在地面颤振模拟试验的基础上引入热环境模拟设备,进一步研究热颤振地面模拟试验技术。建立了综合考虑多工况的气动插值点优化方法,然后利用Kriging代理模型构建了适用于时变温度场中结构的非定常气动力降阶模型,同时设计了气动加热环境地面模拟及热环境下结构的激励与响应测试方案,最终基于钛合金机翼模型搭建了热颤振地面模拟试验系统,并对时变颤振边界进行跟踪测试。试验结果表明,在激振力控制器的设计控制频带内试验结果与仿真结果吻合较好,但鲁棒控制器较窄的控制带宽限制了热颤振地面模拟试验的适用范围。

摘要：壁板试验是飞机积木式验证过程中的重要组成部分,但由于壁板结构的复杂受力,在进行壁板性能试验时需综合考虑实际载荷形式与边界约束,而复杂载荷试验技术是模拟飞机壁板结构真实受力与支持状态的重要手段。国内外研究人员和机构开展了大量的壁板试验技术和试验装置的研究与研发工作,有效地降低了试验验证成本、缩短了飞机研制周期,有利支撑了飞机结构的设计与验证工作。本文从民用飞机壁板结构受力状态分析出发,分别对国内外飞机壁板复杂载荷试验技术进行了综述和分析,主要包括平直壁板的压剪复合试验技术、曲板剪切/气密及轴向拉/压等复合载荷试验技术,以及联合载荷施加过程中的防耦合、防干涉等问题,同时评述了各类试验装置载荷施加方法及其优缺点,重点对代表壁板试验技术先进水平的三套曲板试验装置进行了分析和评述。最后对飞机壁板复杂载荷试验技术的发展现状做了总结和展望。

摘要：针对高超声速飞行器飞行过程中颤振边界变动范围大、试验测试难的问题,本文开展了考虑气动热效应的翼面结构地面颤振试验技术研究。首先基于工程法对结构所受的气动加热进行了分析,在此基础上开展了结构的热颤振特性评估并作为地面颤振试验结果的参考标准。考虑实际飞行中结构温升效应影响,建立了基于多工况点的气动力综合优化降阶算法,确保了整个温升过程的气动力模拟的精度。通过建立基于模糊逻辑比例、积分和微分(Proportional integral derivative,PID)控制的多点协调控制系统,实现了温升过程中时变系统的激振力控制器设计。最终搭建了地面颤振试验系统,按照典型飞行状态对结构的热颤振特性进行了测试,试验测试结果与仿真结果对比相对误差约10%。

摘要：机身壁板在拉伸、压缩、剪切、气压等多种载荷形式下的静强度及耐久性/损伤容限是飞机强度研究中的重要课题,以往的试验技术仅能模拟机身壁板在以上几种载荷单独或联合作用下的均匀应力/应变场。然而飞机机身在舱门或舷窗等大开口结构周围的应力分布十分复杂,单一载荷或少数几种载荷的叠加无法准确模拟复杂的应力场。为了实现对机身壁板大开口结构周围应力分布的准确模拟,开展了大型机身壁板复杂应力场试验技术研究,研发了一套多载荷联合施加试验装置,具有单独或联合施加轴向(拉伸/压缩)、弯曲、面内剪切、端部剪切、地板梁(轴力和弯曲)及气压载荷的能力,各载荷施加系统相互解耦无干涉,通过优化计算各类载荷比例,并按比例联合施加各载荷可使考核区的应力/应变分布与全机有限元解保持一致。经静力和疲劳试验验证,本试验技术和装置能够实现对机身壁板复杂应力/应变状态的准确模拟。

摘要：针对超大空间气候实验室温度控制负荷变化大、控制过程响应慢的特点,提出一种基于负荷变化的气候分区补偿温度控制方法。首先通过分析实验室空气温度调节工艺原理,进行实验室温度控制系统的动态特性分析;其次根据实验室温度场控制精度和均匀性要求,制定了实验室气流分区补偿和载冷剂双级温度控制策略;最后,计算实验室降雪试验工况的热负荷,设计了基于热负荷前馈的串级温度控制器。实际运行结果表明,该控制方法在升降温过程能快速跟踪期望温度曲线,升降温速率稳定维持在3℃/h,温度到达稳态时控制精度为±2℃,可快速补偿试验区域负荷变化导致的温度突变,达到了气候试验温度控制要求。