摘要：本文通过应变分布对寿命的影响函数分析,导出了一种适用于应力疲劳和应变疲劳的通用寿命模型。通过应变分布影响系数把应变疲劳与应力疲劳联系起来。该方法不仅可用于构件从应力疲劳到应变疲劳的各类疲劳寿命预测,还可用于构件的疲劳试验模拟件设计。文中列举了各种典型材料的典型应力集中试件的算例。

摘要：对于在低温背景条件下应用的红外焦平面探测器,在其设计阶段首先需要确认的是探测器在低温背景下的主要性能参数是否满足应用需求。通过单元探测器的基本理论公式,从性能测试的角度,推导出了焦平面探测器主要性能指标的理论计算公式,包括峰值响应率、噪声、峰值探测率、动态范围等。提出了红外焦平面探测器主要性能参数计算的设计流程,并通过实例对长波红外焦平面探测器在低温背景下的性能参数进行了计算、设计及验证,实测结果与理论计算符合较好。表明了理论公式及设计流程具有较好的实用性,可为红外焦平面探测器的应用设计提供参考。

摘要：30年前国内首例因机翼主梁疲劳失效而导致飞机空中解体,经现场调查和失效分析,确认该梁设计许用应力过高和螺栓孔加工粗糙是主梁失效的根本原因.

摘要：通过一起发动机四级盘轮缘破裂导致事故事例,分析了压气机盘轮缘破裂导致事故的特征,并从四级盘轮缘破裂故障模式在外场连续发生的事实,提出要彻底解决四级盘轮缘破裂问题,应对四级盘结构进行设计改进的观点.

摘要：针对涡扇发动机全飞行包线范围稳态最优控制器的设计问题,首先根据不同飞行条件下发动机各工作状态的稳态"小偏差"线性模型,采用线性二次型调节器(LQR)分别设计得到相应的发动机最优线性控制器参数,然后将所得到的线性控制器用支持向量机方法进行非线性逼近,得到控制器参数的支持向量机辨识模型,以满足发动机全包线、全状态稳态控制的需要.支持向量机模型的输入为飞行高度、马赫数和稳态转速,输出为线性控制器参数.应用实例表明:该方法在全包线范围内对发动机最优稳态控制器的逼近误差均在2%以内,能较好满足控制精度要求.

摘要：针对航空发动机模型的不确定性问题,在二次稳定且由干扰到被控输出的闭环传递函数的H∞范数约束下,可获得等效的确定性系统,将参数化的H∞状态反馈控制器中的2个自由参数用PI结构进行约束,提出了一种鲁棒H∞ PI型控制器的设计方法,在建立的SIMULINK仿真结构平台上进行了鲁棒性能验证。

摘要：本文在对舱盖形状简化的基础上,应用CFD对不同迎角和不同马赫数情况下舱盖周围区域的气体流动进行了数值模拟,分析了迎角以及来流速度对舱盖气动系数的影响。

摘要：涡轮叶片是航空发动机工作环境最恶劣 ,结构最复杂的零件之一 ,也是发动机断裂故障多发件之一。由于发动机工作时涡轮叶片始终在高温下承受复合载荷的作用 ,因此在涡轮叶片定寿中 ,不能将叶片的蠕变和疲劳寿命割裂开 ,而必须充分考虑疲劳—蠕变交互作用的影响。目前理论上对结构疲劳—蠕变寿命的预测方法还很不完善 ,故对涡轮叶片开展疲劳—蠕变寿命试验研究是叶片设计和定寿工作中的重要环节。本文对涡轮叶片疲劳—蠕变试验技术进行了综合论述。文中特别强调了试验载荷谱确定和叶片模拟试验件设计的关键技术环节 ,同时还介绍了一种专门适用于叶片疲劳—蠕变试验的基于机电伺服加载系统的疲劳蠕变综合试验器。

摘要：军机飞行仿真系统的视景系统即需要有纵深感、立体感，又要有大视场，针对这一要求，在“苏二七飞机飞行仿真系统”中，提出并采用了空间立体视景系统，本文论述了该系统的设计思想、实施方案及关键问题的解决方法。

摘要：通过对大型飞机整体壁板结构的损伤断裂特性分析,在壳体断裂力学统一计算理论框架下,将扩展有限元应用于大型飞机整体加筋壁板结构损伤断裂计算;实现了大尺寸加筋板壳结构断裂参数的精确求解;通过采用基于应力强度因子和能量释放率的三维壳体断裂准则,建立了以结构重量、裂纹扩展长度和壳体剩余寿命等多参数设计目标的大型飞机整体壁板损伤断裂分析方法,以及综合考虑壁板厚度、加筋截面面积和间距的参数优化方法,并给出了工程试验件的设计与验证结果。