摘要：复合材料手册(CMH-17G)中全面地更新了B基准值单点法的计算流程,主要为统计模型的选取以及离散系数的修正。为了对复合材料B基准值统计方法进行研究,本文针对T800级碳纤维树脂基复合材料,规划了两种铺层比例的开孔拉伸试验,获取了它们在室温干态和低温干态下的开孔拉伸强度值;分别研究正态分布、威布尔分布和对数正态分布下的B基准值计算流程,从而得出不同统计模型下复合材料的B基准值。研究结果表明:正态分布计算的B基准值相对威布尔分布计算的B基准值平均可提高3%;使用CMH-17G中规定的离散系数修正方法,与不修正离散系数相对比,B基准值平均下降了9%,从而对鉴定试验中未显现的变异性进行补偿,进一步确保复合材料结构的使用安全性。

摘要：在航空运输中，2岁及以上儿童可以使用航空安全带进行约束，但航空安全带是为成年乘员设计的，对2岁及以上儿童的保护效果仍待研究。针对航空安全带、CARES和儿童座椅3种约束系统，通过滑台试验评估不同种类的约束系统对儿童的保护效果及后排乘员影响。结果表明：航空安全带保护效果较差，儿童假人头部会撞击前排椅背，颈、胸部具有损伤风险。CARES配合航空安全带使用，与航空座椅兼容性较高，头、颈、胸、腹部损伤数据均低于损伤判据。前向儿童座椅对儿童的保护效果优于航空安全带和CARES，但存在安装困难等问题；固定儿童座椅的安全带预紧力越大，对儿童的保护效果越好；后排乘员对前排儿童座椅的保护效果影响较小。另外，使用儿童座椅会提升航空座椅椅背刚度，增加后排乘员的头部损伤风险，而对颈部损伤影响较小。同时，使用儿童座椅对后排乘员头部损伤的影响与座椅间距有关。

摘要：针对涡桨飞机飞行中发动机振动剧烈的问题,以降低发动机振动向飞机机体的传递为目的,基于橡胶隔振原理设计了一种全尺寸大功率涡桨发动机隔振系统。以刚性边界支撑条件下力的传递率为隔振性能评价准则,设计了涡桨发动机隔振性能试验系统,通过试验方法研究了不同激励对隔振系统隔振性能的影响。试验研究结果表明:发动机在70 Hz处不同峰值载荷的一阶激励,隔振效率达到95%以上;发动机在15~2000 Hz内不同均方根值的随机激励下,隔振效率达到75%以上;由相位差法测试得到系统的损耗因子大于2.2。可见,该隔振系统具有优良的阻尼性,本研究可为涡桨发动机隔振系统设计与性能验证提供技术支撑。

摘要：复合材料加筋壁板在结构轻量化设计中,由于材料组分、几何尺寸具有不确定性,导致了壁板结构在服役条件下承载特性的不确定性。针对上述问题,提出了一种考虑参数不确定性的复合材料加筋壁板后屈曲模型验证方法。首先基于正交试验设计方法进行了不确定性参数的显著性分析,然后采用Kriging模型构建了能够表征后屈曲特性的代理模型,利用蒙特卡洛随机模拟获得加筋壁板后屈曲载荷概率分布,最后通过壁板结构在典型承载条件下的力学实验数据验证了分析模型的准确性。该分析方法对于壁板件在实际工程中的应用具有一定指导意义。

摘要：针对基板弯曲变形的变弯度柔性机翼后缘结构难以精确变形、承载差的问题,提出了一种多变形控制点偏心梁驱动结构,设计了偏心梁与柔性后缘结构连接。根据变形目标要求,通过ABAQUS二次开发的参数化非线性简化模型程序、粒子群算法程序对驱动变形控制点数量及位置进行了优化分析;通过载荷分析计算了偏心梁的变形控制点补偿位移。搭建了非接触测试系统测试了结构的变形。测试结果表明:结构偏转角度达到15°,变形后轮廓与变形目标吻合较好,翼尖处的最大误差在2 mm以内,结构驱动方案及优化方法可行。

摘要：针对2种边界条件和3种板元宽度情况,采用几种屈曲方法对轴压载荷作用下的复合材料帽形加筋壁板进行了计算,得到了不同情况下的屈曲载荷,通过对复合材料加筋壁板几种计算方法的计算结果与试验结果的对比,得到一种更简单有效计算复合材料帽形加筋壁板轴压屈曲载荷的方法;依据帽形加筋壁板的结构特点和试验后的破坏模式,提出一种估算复合材料帽形加筋壁板轴压破坏载荷的方法,用该方法在几个项目上的计算结果与试验结果进行比较,发现两者较吻合,验证了复合材料帽形加筋壁板轴压承载能力估算方法的合理性,为结构设计人员在初始设计阶段对复合材料帽形加筋壁板轴压强度评估提供了一种简洁的途径。

摘要：对几种铺层的非对称/非均衡层压板在纯弯载荷下的耦合变形进行了模拟分析,并进行了板宽、板厚等参数的影响分析,在此基础上设计了一套四点弯曲柔性支持装置。采用该装置对两种铺层的非对称/非均衡层压板进行了柔性四点弯曲试验,并与常规四点弯曲试验进行了对比。柔性四点弯曲装置对非对称/非均衡层压板施加弯曲载荷的同时没有限制试件的扭转变形,而常规四点弯曲几乎完全限制了非对称/非均衡层压板的扭转变形。柔性四点弯曲加载装置基本上达到了设计要求,可用于非对称/非均衡层压板弯-扭耦合系数的测试。

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：由于导波损伤诊断方法在碳纤维增强复合材料(carbon fiber reinforced polymer,简称CFRP)损伤监测领域的结构不确定性和专家经验缺乏,提出了一种基于能量图谱和孪生卷积神经网络(convolutional neural networks,简称CNN)的导波损伤识别和定位方法。以导波监测网络的能量图谱作为模型的学习样本,消除样本标签质量对专家水平的严重依赖,同时为深度学习模型提供丰富的有效信息。设计了权值共享的孪生网络以避免模型参数过多导致的过拟合现象,并利用CNN和长短记忆网络自动挖掘导波信号的高层特征。此外,对深度学习模型提取的特征进行可视化分析并讨论其物理意义,为解释神经网络的工作原理提供基础。实验结果表明,该方法在考虑结构不确定性的情况下,损伤识别和损伤定位的准确率分别达到88%和85%,相较于基于专家经验的传统方法优势明显。

摘要：随着中国航空事业的发展,航空疲劳与结构完整性成为影响飞机结构寿命、安全性、可靠性的关键问题之一。经过多年来的努力,飞机结构从最初的静强度、安全寿命设计理念逐渐发展成以疲劳与结构完整性为指导的研制理念和方法,并在型号中取得了成功应用,使得新一代飞机结构的使用寿命、可靠性和经济性得到很大的提升。随着技术的发展和新型号的研制需求,这一领域又出现了许多亟待解决的新问题。本文从航空工业角度梳理了自2000年以来中国航空结构疲劳研究的进展和主要成果,重点介绍了在航空材料/结构/工艺、分析评估理论研究、疲劳试验技术以及飞机寿命管理等方面的研究进展和应用概况,在此基础上从型号研制及工程发展角度提出了对中国航空疲劳需要重点关注的研究方向的建议,以期为中国航空结构技术发展提供借鉴。