摘要：针对民机客舱舒适性现有评价方法中缺乏数学定量评价的问题,提出了基于主客观综合赋权的民机客舱舒适性定量评价方法。首先在相关乘客调研基础上,建立了较全面的民机客舱舒适性评价指标体系。提出一种将主观决策实验室分析方法与客观熵权法相结合的综合权重赋值方法,既能有效避免赋权过程中人为主观因素的过度影响,又能充分挖掘调研数据中的真实信息,提高了各级评价指标权重数据的客观性和准确性。最后,针对民机客舱舒适性评价中的模糊性、主观性,利用模糊数学把舒适性主观评价转化为定量评价,得到了较客观的评价结果。通过实例验证,该结果可以对设计进行反馈,指导设计调整过程,是一种有效的舒适性评价方法。

摘要：以Ti-6Al-2Mo-2Sn-2Zr-2Cr-2V钛合金球形粉末为原料,采用激光沉积制造技术制备钛合金试样,通过光学显微镜(OM)、扫描电子显微镜(SEM)、硬度测试以及室温拉伸试验对比分析了不同固溶温度对激光沉积制造钛合金显微组织及力学行为影响。研究结果表明:α+β两相区固溶+时效处理后,合金宏观组织依旧为粗大的柱状β晶,晶内组织主要由初生α相、β转变组织以及少量的片层状次生α相组成,随着固溶温度的升高,初生α相含量降低,次生α相析出量逐渐增加,使晶内组织间界面增多,变形协调能力变差,导致合金的强度上升,塑性和硬度略有下降;β相区固溶+时效处理后,合金的宏观组织由柱状晶全部转化为等轴晶,晶内初生α相完全消失,全部为细长片层状的次生α相,随着固溶温度的升高,次生α相片层宽度变大,使晶界减少,塑性变形能力进一步减弱,导致钛合金的强度、塑性和显微硬度有所下降。在920℃/2 h,AC(空冷)+540℃/4 h,AC固溶时效时,合金的室温拉伸强度为1183.5 MPa,屈服强度为1066 MPa,延伸率为7.1%,断面收缩率为18.2%,具有最佳的强度和塑性匹配。沉积态试样与两相区固溶时效态试样的断口表面布满形状大而深的韧窝,为韧性断裂,β单相区固溶时效态试样韧窝少而浅,且存在解理平面,为典型的准解理断裂。

摘要：以滑轨-滑轮架式襟翼运动机构为研究对象,在其运动关系的基础上建立了考虑多种误差的可靠性分析模型,并运用数值分析方法(蒙特卡罗数字模拟法)对此机构在襟翼巡航、起飞和着陆状态的运动可靠性进行分析,同时研究了各个误差因素的可靠性灵敏度,最后采用带精英策略的非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对该运动机构可靠性进行优化,提出了提高该机构运动可靠性的相关措施。

摘要：地面试验是目前验证飞机结构性能和品质最重要的手段,全机地面静强度试验载荷高、变形大,飞机结构有可能发生非预期破坏,试验系统也存在意外故障风险,这些对试验设计与实施带来巨大挑战。对飞机结构静强度虚拟试验技术进行了系统研究,建立了试验物理系统数字化、结构力学行为虚拟化及试验过程虚拟物理融合化技术,形成了物理与虚拟试验双线并行、互动融合新模式。将虚拟试验技术在大型飞机全机静强度试验中进行了应用,飞机变形误差1%,应变误差小于10%,有效提升了全机静力试验的可靠性和安全性,缩短了试验周期,为飞机研制发挥了重要作用。

摘要：目前涡扇发动机安装系统中大多采用铰接连杆式安装节进行发动机与机翼的连接,测试与分析铰接连杆式安装节的振动传递特性对于发动机的减隔振安装设计有重要作用。以某型发动机安装系统为参考,设计由发动机假件、前/后安装节缩比模型以及吊挂组成的安装系统原理验证模型。以原理验证模型为研究对象采用激振器及真空吸盘进行刚体模态试验及振动传递试验,得到发动机刚体模态与安装系统力传递率-频率曲线,并分析确定振动传递的主路径。结果表明:刚体运动模态主要集中在100 Hz以下,并且模态耦合现象比较严重;60 Hz以下,振动传递主路径为发动机-前安装节-吊挂;60 Hz^120 Hz带宽内,振动传递主路径为发动机-后安装节-吊挂;在1阶转速附近,力传递率小于1,设计出的安装节缩比模型具备隔振功能。同时,研究结果可为后续研究中涡扇发动机安装系统多体动力学建模与仿真方法的验证以及安装系统优化设计提供试验支持,并为全尺寸涡扇发动机安装系统隔振试验研究奠定基础。

摘要：基于微纳米材料的气动减阻与疏水防冰混合涂层技术,旨在通过先进表面材料的参数化设计,以减缓大型风力机叶片等的气动载荷,提升气动性能。文中通过构建边界层精确测量技术和边界层特征参数辨识方法,结合近壁流动频谱特征,研究分析了一种减阻涂层对有限长平板边界层流动的影响。研究结果表明,减阻表面的微米级结构促使边界层粘性底层形成低雷诺数分离泡和脱体微旋涡。相较于金属固壁表面,气动减阻表面层流边界层在0.1 mm尺度内的微分离泡和微旋涡,对底部流动阻滞起到疏导作用,增强了层流稳定性,从而推迟边界层转捩。通过降低固壁摩擦阻力,进一步降低边界层导致的型阻,使得气动减阻表面流动的总阻力得以减少。

摘要：为了开展直升机旋翼实时调整技术(In-Flight Tuning, IFT)研究和产品研制,开发了一套地面维护处理系统。它具有工作流程控制、数据采集与监测、在线实时调整、数据分析和健康监测功能。同时针对飞行系统数据传输稳定性、多种独立的业务数据同步问题,设计了一种基于时间的业务数据同步方法,并采用多线程技术优化数据处理。经旋翼塔试验验证,本系统软件运行稳定,实时调整方法能够有效降低旋翼系统振动。

摘要：尾翼和机翼的连接接头是某型无人机的重要部件,连接接头可以实现尾翼和机翼的连接以及尾翼载荷的传递。根据连接接头的结构特点和受力情况,采用板壳元模拟连接接头,进行有限元分析并结合全机的有限元计算结果,可以得到连接接头强度分析结果。最后根据强度分析结果,对连接接头耳片根部应力大的问题进行补强,最终使其达到设计要求,为该型飞机尾翼和机翼连接接头的设计提供了重要支持。

摘要：为了实现航空发动机燃油喷嘴上的螺旋槽特征的快速与精确检测,提出了螺旋槽的槽深、螺旋角和槽宽等参数的测量与计算方法,并基于此设计和搭建了一套非接触式的燃油喷嘴螺旋槽精密测量系统。该测量系统基于模块化的设计思想,其机械主体采用立柱移动型三坐标测量机的结构形式;运动机构由三个直线轴X、Y和Z以及一个回转轴A构成,电气控制模块采用了由上位机与下位机构成的主从控制方式,前端传感器选用了新型的锥光偏振全息激光测头,并应用专用夹具来实现被测喷嘴零件的装夹和定位。最后,选取某个燃油喷嘴样件作为被测目标,应用所搭建的测量系统对其上的多个螺旋槽特征开展了重复测量实验,并解算得到了槽深、螺旋角和槽宽的几何尺寸,而且系统所达到的测量精度能够满足检测需求。

摘要：小型油气式起落架由于尺寸小存在小下沉速度下过载大的问题,其缓冲特性在结构和缓冲参数发生更改时变化较大,难以在工程中直接对其结构及参数进行调整得到理想结果。通过多体动力学仿真分析原理建立落震仿真模型,并与该小型油气式起落架研发落震试验结果进行对比验证。对验证后模型进行落震仿真分析,通过对油液阻尼孔结构进行更改,调整空气压力及轮胎压力,分析优化得到缓冲效果较好的起落架结构形式与对应参数,分析结果能较好地应用于该小型油气式起落架设计中。试验表明,结构及参数优化后起落架试验结果与仿真结果吻合度良好,在限制下沉速度下,缓冲效率提高11.6%,过载减小13.0%。