反四手性负泊松比蜂窝面外双曲变形研究

针对反四手性负泊松比蜂窝面外变形快速求解问题,提出了一种利用数值拟合进行快速求解的方法。首先利用有限元分析软件对蜂窝的面外变形进行了求解,把结果数据分为训练数据及验证数据;然后使用最小二乘法对求解结果拟合,针对蜂窝面外变形的特点及量纲分析,构造了一个3参数的拟合方程,得到蜂窝对称轴上的拟合曲线。接着对求解结果及蜂窝尺寸参数进行二次拟合,得到蜂窝尺寸和变形曲线的关系,然后利用该关系对其他尺寸下蜂窝的变形曲线进行预测,并与验证数据进行对比。此后,对两段式非均匀蜂窝的面外变形也进行了仿真求解,利用均匀蜂窝的拟合结果及Logistic函数构造拟合函数进行拟合,并用拟合结果在其他尺寸下蜂窝的变形与验证数据进行对比。结果表明,拟合方程预测结果与仿真结果吻合良好。该数值方法可以运用于反四手性蜂窝变形预测与设计。

热处理温度对SLM成形316L不锈钢组织性能影响研究

使用选区激光熔化(SLM)技术制备316L不锈钢试样以及残余应力样件,采用光学显微镜、扫描电子显微镜(SEM,配备电子背散射衍射探头EBSD)、显微硬度计等研究不同热处理工艺对SLM成形316L的显微组织、显微硬度、力学性能以及残余应力的影响,得到最优热处理工艺。结果表明SLM制备制件组织致密,在最优热处理1000℃、保温2 h制度下,试样的性能稳定,显微硬度及拉伸性能各向异性差异小,残余应力小。此研究为SLM成形316L不锈钢的力学性能优化及显微组织调控提供了强有力的基础。

飞机重载大变形伸缩变体机构动力学仿真研究

目的为适应先进战斗机外形变体需求,设计复杂严重载荷环境下的伸缩机构,在整体弯曲、扭转等大变形条件下发挥支持变体运动和传递大载荷的系统功能。方法针对此类重载大变形伸缩机构,构建一种结合机构动力学和结构动力学的仿真分析方法,综合考虑运动过程中整体刚度分布变化带来的载荷、运动传递特性变化,以及局部轮轨运动组件的接触动力学细节,开展伸缩过程中的动力学仿真。结果计算获取了整个伸缩机构在严重外载荷下的伸缩过程运动参数变化和机构动响应,与典型盒段带载伸缩运动试验测试相比,机构连接交点载荷最大值的计算误差不超过7.9%,自由端位移最大值的计算误差不超过13.2%。结论建立的方法为各组件的传动传载性能优化和结构强度设计分析提供了一种可靠高效的仿真手段,对于变体飞机伸缩运动部件的结构/机构一体化设计有重要的应用价值。

空投型无人子机系统研究与设计

文章围绕从载机平台空投无人子机这一应用场景,介绍了近几年美国分别基于直升机、有人机和无人机平台对空投型无人子机的相关试验,分析了其应用场景和发展趋势,总结整理了美国在空投型无人子机这一领域的设计思路和主要关键技术;同时,结合我国战略战术需求及未来使用场景,文章提出了一种基于无人机载机平台的空投型无人子机的武器系统设计思路;由无人机系统、地面控制站系统和地面保障系统组成载机平台系统,在载机平台上挂装空投型无人子机,设计无人子机投放分离过程,根据无人子机实时位置和无人子机数据链的作用限制,任务系统实时计算出所需的任务航向,并将航线信息转为控制参数发送给载机平台,完成对载机平台的自动导引飞行,提高子机平台传感器的探测能力。

激光增材制造金属材料疲劳寿命研究

随着军用飞机上越来越多的结构件使用增材制造(AM)技术成形,对增材制造材料和结构疲劳特性的研究就变得十分迫切.为了研究激光增材制造(选区激光熔化成形,SLM)铝合金以及钛合金的疲劳寿命特性,设计了一系列带各种结构细节的模拟试验件,进行常幅谱和随机谱下的试验,统计分析了各组试验的基本可靠性寿命,并得到了可靠度安全寿命曲线.断口分析发现铝合金试验件缺陷较多,存在混合失效特征,而钛合金试验件疲劳分散性较锻件大.

推桨式察打无人机起落架总体布置参数设计研究

现有飞机起落架总体布置参数设计的规范和要求主要适用于传统战斗机,如果按此规范和要求设计推桨式察打一体无人机起落架将带来诸多问题。从推桨式察打一体无人机的布局和飞行特点入手,通过对起落架总体布置参数的定义和内涵进行分析,提出一种适合推桨式察打无人机起落架总体参数和总体布置的设计方案,对察打一体无人机起降特点进行分析;对比“捕食者B”无人机起落架总体布置参数,验证本文设计方案的有效性。结果表明:擦地角可减小,建议不小于6°(静态,含间隙);防倒立角可减小,建议11°~12°(静态);停机角范围可适当减小,建议-2°~-1°;起落架总体布置方案可选择机身式、较长的外八字形起落架布置型式。

2系铝合金三价铬钝化法研究进展

2系铝合金广泛应用于航空、交通等领域,但存在耐蚀性较差的问题,目前最具潜力的表面处理方式是三价铬钝化法。本文介绍了2系铝合金的结构特性与腐蚀机理,讨论了三价铬钝化工艺的研究进展和不同处理工序中操作因素对钝化膜的影响,并分析了三价铬钝化膜的特性及形成机理。指出目前三价铬钝化法存在的问题,展望其在铝合金领域的应用前景和发展方向。

飞机总装分布式网络化综合测试环境设计

面向新一代飞机采用的高度集成系统架构及其在总装测试中带来的复杂性,针对传统测试工艺流程占据总装生产主线时间长、无法满足高效批产的现状,提出一种飞机总装分布式网络化综合测试环境,能在生产性试验中分层分级、高效全面地验证飞机机载系统功能和性能。基于总装阶段机载系统测试内容和测试效率的分析,构建了“机外测试–机上测试”的总装测试模式。该模式采用基于以太网的“控制集成–分布测试”的集散式架构,实现了机外子系统测试、整机集成协同测试的总装阶段多层级测试,以及多系统间测试参数的互联互通,解决了传统总装机上测试工作量大、机上故障率高及故障排查难的问题。以具有高度集成架构特点的飞管/飞控系统为典型研究对象,所搭建的总装生产线的分布式网络化综合测试环境,可使机上测试内容减少52%,机上故障率降低60%,故障排查效率提高89%,验证了总装分布式网络化综合测试环境的可行性和有效性。

基于飞参数据的飞机故障诊断专家系统研究

传统人工诊断的方式对飞参数据进行分析,工作量大,效率低。结合专家系统思想,通过对专家知识库和推理机的设计,将所收集的专家资料和数据以产生式表示法的形式存储于计算机中,实现了对飞参数据的快速高效故障诊断,大大提高了飞机排故和放飞的效率,保证了飞行安全。以国产某型飞机为例,验证了该专家系统的优势和性能。

基于卷积神经网络的飞机液压系统故障诊断

现代飞机系统的复杂度和集成度均大幅提升,使得其故障诊断存在难度高和准确率低等特点。采用一维卷积神经网络方法对军用飞机液压系统的故障诊断问题进行了研究,构建了满足多传感器数据分析要求的卷积神经网络模型。考虑到神经网络的输入来自不同的传感器数据序列,各数据序列之间的空间关系不明显,因此,即使网络输入是二维形式,而实际的卷积操作均在一维上进行。通过解决某飞机液压系统的故障诊断问题,证明将标准化后的多传感器数据序列及对应故障模式作为训练样本对卷积神经网络模型进行训练时,采用满足训练要求的网络对飞机液压系统进行故障诊断时具有较高的准确率。

基于PERT和ABMS的装备体系保障效能评估方法研究

装备体系的保障直接影响了装备体系的作战效果,而装备体系保障效能评估具有范围大、层次多、要素全、流程长等特点。针对飞机装备的体系化作战需求,分析了飞机装备体系保障效能评估的难点。面向飞机装备保障任务的时序性及其建模需求,设计了基于PERT的机场保障建模方法,建立了面向装备体系保障活动的PERT进程模型。提出了基于ABMS的可组合装备体系作战模型框架,定义了面向体系效能分析的保障实体类型、装备对象、交互关系和交互对象的建模概念。鉴于定性分析方法难以胜任装备体系保障的效能评估,采用基于决策树的定量分析方法分析了保障要素对体系作战效能的影响,为面向体系作战的装备保障正向设计提供了一种定量分析手段。最后,通过典型应用案例的仿真实验,验证了前述方法和模型的有效性。

飞行器系统级BIT设计与验证技术

为解决飞行器系统在设计集成与验证阶段机内测试(BIT)的设计技术与能力验证的通用技术性问题,从分析国外BIT发展趋势、最新技术以及飞行器系统故障发生特点和现状入手,提出了飞行器系统BIT设计的通用技术方法与工程流程,分析了系统运行与故障活动的参数表征、逻辑关系,提出了系统BIT综合设计技术、建模方法以及故障验证的原理方法。通过对典型实例系统初步探索,构建了相应功能故障模型和验证控制参数,应用表明本方法具有工程实用性。

激光冲击强化铝合金小孔构件的疲劳寿命研究

研究了激光冲击强化对7050-T7451铝合金小孔件疲劳寿命和断口形貌的影响。采用ABAQUS对峰值压力2.7GPa下小孔构件孔壁与表面上的应力分布进行了研究,并基于仿真结果对试样进行激光冲击强化试验和疲劳拉伸试验。结果显示,激光双面冲击强化在板料两侧形成一定深度的残余压应力影响层,而在中心形成一定范围的残余拉应力层,这也是导致疲劳源由孔角向孔壁中心转移的主要原因;在应力水平165.8MPa、195.0MPa和275.4MPa下,试样的疲劳寿命分别平均可增大451%、216%、116%;经激光冲击强化后,试样的疲劳源位置由孔角转移至孔壁内部,且疲劳裂纹扩展区面积明显增大。研究表明,激光冲击强化能明显改善铝合金小孔构件的疲劳性能,但强化效果随外加载荷的增加逐渐减小。

航空装备保障智能化发展认识与探讨

自新一代人工智能技术迅猛发展以来,世界各国在智能领域动作频繁,军事化应用明显有加速之势,给装备保障带来了变革性发展的机遇。紧密围绕作战-装备-技术-保障之间的依托关系,从作战需求、装备特点、装备设计、诊断测试和技术驱动等五个角度梳理了装备保障发展的关键因素,给出了装备保障60余载发展历程的诸多原因和显著成果;通过对未来作战模式和未来作战平台保障需求的前瞻性判断,分析了未来作战需求和装备牵引装备保障转变的典型技术特征;并在装备保障领域人工智能技术的发展和应用现状总结分析的基础上,系统地提出了装备保障智能化发展的建设性意见和建议,为国内装备保障智能化发展探索了一个可能的技术方向。

航空厂热处理现状与问题

航空厂用钢、铝合金、钛合金等金属材料的热处理具有牌号品种规格多、质量要求高、工艺类型复杂等特点,随着热处理在航空厂中的被重视程度得到提升,一些长期存在的问题也逐步得到解决。与以往的高度关注热处理结果和合格率相比,航空厂应更加注重对热处理过程参数的控制以及对现有数据潜力的挖掘。简要讨论了几类金属材料的热处理,列举了几点问题并做了简要分析,提出的改进建议供有关人员参考。

基于北斗三号DGNSS/RDSS/INS的高性能轻量级导弹编队基线测量方法

在导弹编队基线测量是导弹集群攻击的前提下,针对导弹编队基线测量问题,提出了一种基于北斗三号DGNSS/RDSS/INS的高性能轻量级基线测量方法。以北斗RDSS区域短报文作为编队数传链路,基于北斗三号DGNSS/INS建立伪距单差观测模型,在GNSS信号连续正常或信号中断情况下,进行DGNSS与INS组合导航实现稳定的基线测量输出。仿真结果表明:在GNSS信号连续正常的观测历元中,DGNSS/INS组合导航可以实现稳定的基线测量输出。在GNSS信号中断20 s以内,DGNSS/INS组合导航在东向(E)、北向(N)的基线测量误差小于2.5 m(1σ),天向(U)的基线测量误差小于3.0 m(1σ)。与RTK算法相比,伪距单差模型对算力的要求降低了70%~80%。

基于虚拟质量的飞机颤振快速分析方法

针对研制初期,飞机结构设计参数存在严重不确定性,颤振设计工作难以快速有效推进的问题,开展了方案设计阶段飞机颤振快速分析方法研究。采用虚拟质量法,通过在原结构一定位置施加虚拟质量,建立可覆盖局部结构参数变化的统一模态振型,然后将此虚拟质量从质量矩阵中移除,以防止影响原结构的动力学特性,并采用虚拟质量模态振型对不同参数下的质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵以及气动力矩阵进行广义化,建立虚拟质量模态空间下的颤振方程,并采用g法求解,得到不同参数下的飞机颤振速度。建立了一种飞机颤振快速分析方法,在面对大量参数开展敏感性研究分析时,能有效减少模态分析次数,提高飞机方案设计阶段分析效率。通过算例对比分析可知,该方法计算精度与传统方法基本一致,满足工程需求。

基于L1自适应结构的动态逆飞行控制方法研究

非线性动态逆控制具有很好的快速性和解耦能力,但自身缺乏必要的鲁棒性。因此,从提高动态逆控制方法鲁棒性的角度出发,提出一种动态性能优异、强鲁棒的L1自适应结构的自适应动态逆控制方法。该方法通过引入L1自适应结构来增强动态逆控制的鲁棒性,并且保证系统在扰动干扰下的稳定性和动态性能。基于此方法设计了飞行控制律,旨在提高飞控系统的鲁棒性和容错能力。在故障干扰下验证了所设计控制器的有效性,仿真结果表明基于L1自适应动态逆设计的飞行控制器在参数不确定性等扰动具有强大的鲁棒性,能够保证系统在扰动下依旧达到期望的动态性能。

飞机客舱内声品质技术探究

客舱内声环境是决定飞机乘坐舒适性的主要因素之一,以往的噪声研究只将重心放在声压级上,而忽视了声品质的影响。本文主要介绍了响度、尖锐度、粗糙度等声品质参数,以及主要的几种声品质主观评价方法。本文还介绍了相关声音采集系统与采集规范,并展望了声品质技术在飞机设计中的广阔前景。

3钉带衬套复合材料/金属接头拉伸疲劳性能试验研究

带衬套沉头螺栓连接已经在复合材料连接结构中得到了一定的应用,需要对其疲劳性能进行研究。本研究对一种单搭接3钉带衬套碳纤维复合材料/钛合金沉头螺栓连接接头进行了静态拉伸试验,测量了接头的载荷-位移曲线、拉伸极限强度与条件挤压强度。在此基础上,确定67%接头极限载荷为拉伸疲劳最大载荷,按应力比为0.1的循环载荷对接头进行疲劳试验,并与对应的无衬套接头进行了对比,研究了衬套对该接头疲劳性能的影响。结果表明,衬套的引入改善了应力分布情况,使结构疲劳寿命延长了98.4%。同时,静态拉伸试验中发生层合板的钉孔挤压以及净截面拉伸破坏,疲劳试验中发生钛合金板的拉伸疲劳破坏,部分无衬套接头还发生了螺栓疲劳破坏。经分析发现,两类材料的疲劳性能表现差异较大,复合材料/金属机械连接接头的疲劳破坏模式会因载荷水平的不同而发生变化,在低于一定载荷水平下容易出现金属结构的破坏。