摘要：分析了复合材料剩余强度随加载次数增加而单调衰减的疲劳损伤机理,得出复合材料剩余强度衰减率在其疲劳寿命全程内呈"快→缓→快"演化过程,并提出一个剩余强度衰减模型来描述这一过程。该模型从材料的疲劳破坏机制上分析了铺层形式对复合材料剩余强度衰减的影响,并综合考虑了材料抗疲劳性能、受载水平等影响因素。6种复合材料的系列试验数据验证了该模型。结果表明,该模型合理描述了复合材料剩余强度的衰减规律。

摘要：将三参数S-N曲线引入传统的细节疲劳额定值DFR(Detail fatigue rating,DFR)法,使之适合于中长寿命区结构的疲劳可靠性分析。文中推导了常幅和多级载荷下结构疲劳可靠寿命的计算公式,给出了由试验数据确定结构DFR值和相关参数的方法。结果表明在中等寿命区,本文提出的方法与原DFR法的计算结果相差不大,并与试验结果符合较好;当长寿命区应力水平造成的疲劳损伤占主要部分时,原DFR法过于保守。

摘要：以飞翼布局飞机总体设计为例,展示如何将多学科设计优化(MDO)方法有效地应用于非常规布局飞机总体设计。基于二级优化方法,提出一种飞机总体MDO实施流程。该流程包括系统级优化、子系统级优化(或评估)和多学科模型生成器3个部分。系统级优化的任务是优化全局设计变量,使系统目标最优。子系统级优化涉及的学科包括气动、隐身、结构、总体布置、重量和性能,其任务是调整局部设计变量,满足本学科的设计要求,并使本学科目标最优,或对给定方案进行评估。多学科模型生成器的功能是根据飞机外形几何模型自动生成各学科分析模型,它是实现MDO流程自动化的一个关键环节。根据飞机MDO实施流程,集成各学科的分析模型和优化模型,建立了飞机总体MDO计算环境。应用算例表明:所提出的MDO实施流程能成功解决非常规布局飞机总体设计问题。

摘要：由于在各种设计问题包括飞机概念设计中都存在一定的不确定性,因此在总体参数优化时有必要考虑这种不确定性。以大型客机总体参数优化设计为例,定义了考虑不确定性的飞机总体参数优化问题,该问题与传统飞机总体参数优化的区别是要进行不确定性分析。而不确定性分析的计算量过大,为此提出了一种渐进代理模型方法来解决这一难题。在建立代理模型时,通过连续成批地在设计空间的全局和局部均加入新样本点,不断提高代理模型的全局拟合精度,直至获得满意的代理模型为止。然后在优化过程中使用计算量小的代理模型。大型客机总体参数优化问题中含有5个设计变量,目标函数为起飞重量最轻,并需满足4个性能约束。考虑了不确定性后,不仅使目标值(起飞重量)对总体参数变化的敏感度有所减小,而且满足约束(设计要求)概率显著提高。

摘要：提出了一个缺口件疲劳强度分散性的估算方法,该方法只需要材料P-S-N曲线和缺口件的几何信息。影响缺口件疲劳强度分布的因素主要有材料的分散性和缺口效应的分散性两部分。本文采用改进的相等破坏概率方法求出光滑件的疲劳强度分布,该方法可充分考虑成组和升降法疲劳试验结果,由应力场强法和历史信息获得疲劳缺口系数的分布,并由此得到缺口件疲劳强度分布。完成了2024-T 3和7075-T 6铝合金的8个算例,结果表明该方法所得结果令人满意。

摘要：针对非比例加载路径对金属材料的疲劳行为及疲劳寿命的影响进行了研究。对LY12CZ铝合金薄壁圆管试样进行了单轴、纯扭和90°非比例路径下的疲劳实验。结果表明单轴拉压与纯扭加载下的滞后环形状基本一致,应力与应变同时达到最大值及最小值。而90°非比例路径下,应力与应变的最大值并不同时到达,存在一定程度的滞后。材料在90°非比例路径下存在附加强化,但不明显。在相同幅值的加载应变下,90°非比例路径的V onM ises等效应变的最大值比比例路径下的小,但是最大等效应变作用的时间却远远高于比例加载情况。在相同等效应变幅下,纯扭路径的疲劳寿命最高,单轴次之,90°非比例路径的疲劳寿命最低。

摘要：为充分利用疲劳试验数据,获得较高精度的S-N曲线,本文提出一种融合成组疲劳试验数据和疲劳强度试验数据拟合S-N曲线的双加权最小二乘法。该方法充分考虑了疲劳试验方法、疲劳试验数据分散性和试验件样本容量对S-N曲线的影响。它首先考虑试验样本容量对试验结果分散性的影响,对S-N曲线进行第一次加权拟合。然后分别考虑疲劳寿命和疲劳强度的分散性以及试验件的数目的影响进行第二次加权拟合,从而得到材料或构件的S-N曲线。本文进行了大量的S-N曲线的统计分析,结果表明拟合得到的S-N曲线具有较高的精度和可信度。

摘要：针对工程优化设计中隐式函数和高计算量困难,提出了支持向量机与改进交叉熵算法的组合优化算法。采用在设计变量空间内分布更为均匀的拉丁重心Voronoi结构抽样方法(Latinized centroidal Voronoi tessellation,LCVT)获得试验点,进而利用支持向量机得到高精度的代理模型。同时采用改进交叉熵方法,引入"全局精英样本"与"局部精英样本"概念,构建新的参数更新策略,以充分提取迭代过程中的隐含的有用信息。同时增加变异操作避免陷入局部最优。通过2个数值算例验证改进交叉熵支持向量机方法优于传统交叉熵支持向量机方法,利用1个工程算例验证改进交叉熵支持向量机方法在工程领域的可行性。

摘要：分析了飞机着舰拦阻时,拦阻钩初次接触道面碰撞后被反弹的动力学成因,建立了飞机拦阻钩碰撞道面的弹跳模型。研究了下滑轨迹角和甲板角对拦阻钩碰撞反弹角速度和拦阻钩所受冲量的影响,并分别考虑了航母俯仰运动和甲板凸起物对拦阻钩碰撞反弹性能的影响。结果表明:轨迹角约4°时,拦阻钩反弹角速度和其所受冲量随下滑轨迹角呈线性变化;反弹角速度与甲板角的余弦成反比,道面冲量与甲板角余弦的平方成反比;航母向上的俯仰运动和甲板凸起物增大了拦阻钩反弹角速度,凸起物达到一定角度时,机身推拦阻钩的冲量变为拉拦阻钩的冲量。该模型的结果为机身和拦阻钩装置的设计提供了重要依据。

摘要：将主动控制缓冲器应用于飞机地面滑行减振。建立了飞机在随机跑道激励下,考虑机身俯仰运动与弹性振动的非线性随机动力学模型。采用统计线性化方法,使模型在平衡点附近线性化。加入前置线性滤波器将随机路面高斯激励转换成高斯白噪声激励。基于随机最优控制理论,设计了线性二次型高斯(LQG)控制器。由Monte-Carlo法模拟了路面随机过程,得到了飞机的动响应。通过主动控制缓冲器与被动控制缓冲器的仿真比较可以看出,主动控制缓冲器能够有效提高飞机地面滑行的舒适性与减振性。