摘要：振动和高温一直是影响飞机结构安全的重要因素,受到振动载荷和高温环境联合作用的飞机结构更容易出现疲劳破坏。本研究中的典型钛合金壁板结构形式包括加筋壁板和蜂窝壁板,通过改变壁板厚度、加筋间距以及结构连接方式,使用分析和试验的手段对壁板的振动特性、振动疲劳寿命及破坏部位开展规律性研究。研究发现,加筋壁板破坏部位出现在加筋或连接角片上,蜂窝壁板在8 h试验时间内未出现破坏,壁板厚度、加筋间距以及结构连接形式对壁板振动疲劳寿命影响较小。

摘要：基于模型的系统工程(model-based systems engineering,MBSE)已被广泛应用于复杂系统设计之中。通过构建功能、行为和结构之间的关系,提出一种基于MBSE的多层级递进式架构设计流程。随后,以高度控制需求为导向,对民机飞行控制系统进行了示例化建模。结果表明,基于MBSE的民机飞行控制系统多层级递进式架构设计能够充分发挥数字模型可重用的优势,保证需求与功能、逻辑和物理架构的紧密结合,提高系统设计的可追溯性,可为后续领域层阶段模型设计提架构参考。

摘要：目的通过表面改性提升空心玻璃微珠(HGM)在喷涂型环氧涂层中的分散性并提升涂层性能。方法应用KH560作为桥联单元,链接NaOH刻蚀后HGM表面的羟基与CTPB的端羧基,制备HGM-CTPB。应用SEM、FTIR、TGA和UV对过程中各表面改性HGM的表面形貌、接枝基团及在环氧涂层中的分散性进行分析,并将HGM-CTPB作为低密度填料加入环氧涂层中,研究其添加量对涂层的附着力、柔韧性、耐冲击性、表面粗糙度以及耐腐蚀性能的影响。结果CTPB可通过KH560成功桥接在NaOH刻蚀过的HGM表面,所制备的HGM-CTPB相较于HGM本身、NaOH刻蚀HGM以及KH560接枝改性的HGM可在环氧涂层中实现更为均匀的分散,同时CTPB基团可与树脂分子反应将HGM牢固锚定。将HGM-CTPB作为填料,其添加量与环氧树脂质量比为0.08和0.16时,所制备的环氧涂层性能较优。面密度较纯环氧涂层分别降低5.6%和11.3%;涂层附着力分别提高0.97、2.14MPa,达到15.57、16.74MPa,依据国标方法,涂层可耐50cm·kg的正、反向冲击,柔韧性达到1 mm;在60℃,浓度为5%(质量分数)的热盐水中浸泡144 h后,低频阻抗可以保持在10^(8)Ω以上,较纯环氧涂层提升2个数量级。结论CTPB的成功接枝可以使HGM在环氧涂层中实现最优的分散性,并与树脂基体实现良好结合;适量添加HGM-CTPB,可显著降低环氧涂层面密度,提升附着力和耐腐蚀性。

摘要：加筋壁板是飞机机身和机翼中常见的典型承力结构,其在轴压和机身弯矩载荷作用下极易发生屈曲失效,严重制约飞行器安全性能与服役周期。飞机结构静强度校核时多采用经验公式进行工程计算,其中加筋壁板结构承载能力的工程计算与机身框结构端部支持系数的选取密切相关。现有飞机型号研制中端部支持系数的选取通常较为保守,结构安全裕度大、质量冗余,阻碍了飞行器轻量化水平的进一步提升。为此,首先基于欧拉长柱失稳理论,建立了基于切缝法的典型飞机壁板结构端部支持系数仿真计算模型;同时深入分析了端部支持系数与加筋壁板结构和支撑框段的耦合作用关系;进一步地,分析了框、长桁等结构特征参数对端部支持系数的影响规律,并分别开展了框、长桁-蒙皮以及框-长桁-蒙皮协同优化的飞机壁板结构抗屈曲设计;最后,基于增材制造缩比样件和轴压屈曲试验,验证了典型壁板结构抗屈曲优化设计方法的有效性。所建立的仿真分析模型和优化设计方法实现了飞机壁板结构抗屈曲性能的有效提升,对进一步提升飞机性能指标具有重要意义。

摘要：为了提高发动机的使用寿命、降低维护成本,以达到提高飞机训练和投送经济性的目的,参考民航设计规范和要求,确定了一型飞机的灵活温度减推力起飞的设计原则,提出了一种采用灵活温度方式的减推力起飞技术在该飞机上的具体设计和实施方案,该方案能够从飞行员对发动机实际工作状态的掌控、起飞性能余度等方面,最大限度地保障起飞安全性。根据该机的典型使用场景,对该飞机在日常运输任务的起飞重量下实施灵活温度减推力起飞时的实际起飞性能进行了分析。根据分析结果,该飞机在日常运输剖面的起飞重量下,在某海平面高度机场、温度T 0下起飞时,允许设定的最大灵活温度值为(T 0+20)℃,此时实际起飞性能较最低安全要求仍有一定的余量,能够保证起飞安全,此时对应的起飞推力减小至最大值的85%,用于日常运输时可以使发动机寿命延长约13%。研究结果对灵活温度起飞技术在国内飞机上的设计和应用具有较高的工程参考价值。

摘要：无人机协同目标感知技术是有人机无人机混合运行的重要安全保障.针对复杂空域环境下的感知可靠性问题,分析大中型无人机的复杂融合空域运行场景,并确定无人机协同目标感知的精准性、高实时性、抗干扰性和低载荷性等需求,提出一种四单元阵列天线和数字化射频体制的无人机协同目标感知系统架构;同时,结合空管雷达信号特性和天线体制,设计方位感知算法,通过修正协方差矩阵、信号子空间加权和噪声子空间加权等方法,设计基于多信号分类(multiple signal classification,MUSIC)的空间谱估计算法,并提出基于子空间分解的幅相误差在线估计算法;最后,开展算法仿真试验和实际空域环境飞行试验.研究结果表明:相比传统MUSIC算法,优化算法的方位感知高分辨性能提升23.3%,并改善了无人机协同目标方位感知的高实时性、抗干扰性和低载荷性.

摘要：以300M钢,2024和5A06铝合金涂层体系作为实验材料,采用不同的耦接模式将其与钛合金耦接,并依次进行了湿热、盐雾和霉菌加速实验。然后,利用层次分析法(AHP),分析建立了有机涂层失效综合评价模型,并通过电化学阻抗谱(EIS)对评价结果进行了验证。最后,利用万能拉伸试验机,测试了加速实验后涂层样品的力学性能,建立了涂层失效程度与其力学性能损伤之间的关系。结果表明,经过加速实验之后,耦接涂层样品的抗拉强度和断裂延伸率均出现一定程度的下降,且其下降程度与耦接方式有关。同时,经过加速实验之后,涂层样品力学性能与其综合评价结果呈明显的负相关关系。

摘要：为适应日益增多的低速风洞全模阵风试验的需要,发展阵风试验技术,在航空工业气动院FL-10风洞研制了一套双自由度支撑装置,该装置放开了模型升沉和俯仰方向的较大运动自由度,实现了飞机刚体运动模态的模拟。装置主要结构为“钢梁+小滑车”,小滑车可在钢梁上自由滑动,避免了采用滑轨形式导致模型运动过程中出现卡滞现象;采用整流翼型与风洞上下壁板连接,减小了对风洞的破坏,降低了对风洞流场的影响;装置升沉运动高度为3 m,俯仰角范围可达±34°;升沉摩擦因数小,机构变形量小,具备模型防护功能。应用该装置成功开展了民机阵风载荷减缓试验,证明了装置设计合理,可以应用于低速全模阵风试验。

摘要：开展了低压环境下RP-3航空煤油的自燃特性研究,测试了101 kPa、80 kPa、60 kPa、40 kPa、20 kPa五种压力环境下航空煤油自燃点及着火延迟时间数据。结果表明,随着环境压力降低,自燃点升高,并基于谢苗诺夫热自燃理论,建立了耦合压力参数的自燃点预测模型。分析了环境压力对着火延迟时间的影响机制,建立了不同环境压力下的着火延迟时间预测模型。分析了GB/T 5332—2007标准在低压环境下测试存在的问题,并提出了相关改进方法。

摘要：问题报告和更改控制是DO-178C对民用飞机机载软件配置管理过程的基本要求,而更改影响分析则一直是机载软件更改控制过程中的一项难点问题。对更改影响分析的不彻底可能造成受影响软件部件的不正常运行,对军用飞机和民用飞机机载设备安全性的影响不容忽略。为了快速、有效地定位机载软件更改后对其它软件单元和相关软件生命周期资料的影响,使用有向图将软件单元之间的耦合关系进行抽象,并针对有向图的节点和边设计相关数据结构进行数字化存储,使用逆向搜索的方式对有向图数据进行遍历搜索,快速量化软件原始更改所带来的潜在影响。