航空科學(xué)技術(shù)

2022年06期

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《航空科學(xué)技術(shù)(2011年第6期)》以國家發(fā)展航空事業(yè)的目標(biāo)和航空工業(yè)發(fā)展計(jì)劃為導(dǎo)向，宣傳、貫徹黨和國家發(fā)展航空科技的方... 展開

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艦載直升機(jī)著艦周期指示器的發(fā)展綜述 摘要：艦載直升機(jī)著艦周期指示器是一種被廣泛應(yīng)用于直升機(jī)著艦過程中的視覺輔助設(shè)備。本文介紹了著艦周期指示器的基本原理和作用，并回顧了其發(fā)展歷程。從軟硬件組成、能量指標(biāo)算法兩個(gè)方面論述了著艦周期指示器的具體實(shí)現(xiàn)方法。根據(jù)我國艦載直升機(jī)著艦技術(shù)的...

大迎角下發(fā)動(dòng)機(jī)尾吊布局公務(wù)機(jī)動(dòng)力影響研究 摘要：本文針對高速公務(wù)機(jī)尾吊動(dòng)力的氣動(dòng)干擾問題，利用基于雷諾平均N-S方程的高可信度求解方法，對該種動(dòng)力布局形式的動(dòng)力影響進(jìn)行了研究。通過對短艙通氣及施加進(jìn)排氣條件兩種不同狀態(tài)的全機(jī)氣動(dòng)特性仿真對比，研究了發(fā)動(dòng)機(jī)尾吊布局動(dòng)力效應(yīng)對全機(jī)起降狀...
基于實(shí)測數(shù)據(jù)的復(fù)合材料層合板熱導(dǎo)率預(yù)測方法 摘要：針對一般混雜鋪層的復(fù)合材料層合板，本文提出了一種預(yù)測其X向、Y向和Z向等效熱導(dǎo)率的預(yù)測方法，并指出了激光導(dǎo)熱儀（LFA）在測試層合板X/Y向等效熱導(dǎo)率方面的局限性。該預(yù)測方法不依賴?yán)w維和基體熱導(dǎo)率，采用少量混雜鋪層試樣的熱導(dǎo)率實(shí)測數(shù)據(jù)...

改進(jìn)的軍機(jī)細(xì)節(jié)疲勞額定值方法研究 摘要：基于軍機(jī)細(xì)節(jié)疲勞額定值（DFR）方法的基本定義，本文對大量研制性試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行數(shù)據(jù)分析，并對影響結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞壽命的主要因素展開研究，在民機(jī)DFR方法中的細(xì)節(jié)修正系數(shù)的基礎(chǔ)上，按制造工藝類、材料類、結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)特征類重新定義了8個(gè)細(xì)節(jié)修正系數(shù)...
任務(wù)模式變化對已定壽運(yùn)輸/轟炸類飛機(jī)疲勞可靠性影響 摘要：本文通過梳理疲勞可靠性研究現(xiàn)狀，針對運(yùn)輸/轟炸類飛機(jī)任務(wù)模式變化，分兩個(gè)階段討論了影響疲勞可靠性的載荷因素，從譜型、剖面、超低空飛行和特殊載荷等對載荷分散性影響較大的參數(shù)進(jìn)行了分析，提出了結(jié)合飛參數(shù)據(jù)和載荷相似性原理對定壽載荷譜修正的...
基于正交試驗(yàn)法的機(jī)翼壁板桁條端部疲勞特性分析 摘要：采用正交仿真試驗(yàn)法分析了整體壁板長桁端部斜削結(jié)構(gòu)的斜削角、斜削角底部圓角半徑、腹板根部圓角半徑三個(gè)關(guān)鍵幾何參數(shù)對細(xì)節(jié)應(yīng)力集中系數(shù)的影響程度，并確定了影響該處細(xì)節(jié)疲勞性能的主要幾何因素。開展了三長桁整體壁板疲勞試驗(yàn)，得到了長桁端部斜削結(jié)...
高機(jī)動(dòng)無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析方法研究 摘要：高機(jī)動(dòng)無人機(jī)具有過載大、機(jī)動(dòng)多變的特性，其過載可以遠(yuǎn)超出現(xiàn)代有人戰(zhàn)斗機(jī)的最大過載水平，應(yīng)根據(jù)無人機(jī)的用途及需求選取可靠的疲勞分析方法。為滿足無人機(jī)高可靠度下的使用壽命，并具有良好的經(jīng)濟(jì)性，本文對無人機(jī)與有人戰(zhàn)斗機(jī)在結(jié)構(gòu)、使用方式、可靠...
加改裝飛機(jī)局部結(jié)構(gòu)載荷譜實(shí)測與數(shù)據(jù)處理方法研究 摘要：飛機(jī)在飛行試驗(yàn)過程中需要高度關(guān)注經(jīng)過較大改裝或承受特殊局部載荷的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)。通過對某型飛機(jī)加改裝機(jī)身壁板的局部載荷實(shí)測過程進(jìn)行分析，研究了載荷實(shí)測數(shù)據(jù)處理方法和關(guān)鍵技術(shù)問題?；谙嚓P(guān)性分析，建立了改裝部位局部應(yīng)變與飛機(jī)主要飛參的關(guān)系，并...
基于虛擬標(biāo)定試驗(yàn)的翼身交點(diǎn)載荷方程研究 摘要：本文重點(diǎn)研究了基于虛擬標(biāo)定試驗(yàn)的翼身交點(diǎn)載荷方程及應(yīng)用情況。通過建立虛擬標(biāo)定試驗(yàn)樣機(jī)，布置虛擬應(yīng)變電橋，進(jìn)行虛擬標(biāo)定試驗(yàn)，得到翼身交點(diǎn)虛擬標(biāo)定載荷方程。利用某型飛機(jī)地面簡易標(biāo)定試驗(yàn)結(jié)果，對虛擬標(biāo)定載荷方程進(jìn)行修正，獲得該型飛機(jī)單機(jī)翼身...
直升機(jī)虛擬疲勞試驗(yàn)中關(guān)鍵技術(shù)研究及探索 摘要：直升機(jī)零部件疲勞試驗(yàn)是結(jié)構(gòu)分析的重要環(huán)節(jié)，高效的疲勞試驗(yàn)可以加快直升機(jī)研制進(jìn)度，因此開展直升機(jī)虛擬疲勞試驗(yàn)技術(shù)的研究探索十分必要。在闡述動(dòng)力控制模型和剛?cè)狁詈夏Ｐ筒煌瑯?gòu)建方式和技術(shù)要點(diǎn)的基礎(chǔ)上，引入虛擬應(yīng)變電橋技術(shù)作為虛擬試驗(yàn)監(jiān)測手段...
國產(chǎn)新材料在某型飛機(jī)應(yīng)用的疲勞驗(yàn)證 摘要：根據(jù)國產(chǎn)新材料在某型飛機(jī)上的應(yīng)用情況，按照積木式試驗(yàn)層次規(guī)劃了國產(chǎn)新材料裝機(jī)應(yīng)用疲勞考核驗(yàn)證試驗(yàn)，確定試驗(yàn)考核部位及考核內(nèi)容；結(jié)合研發(fā)試驗(yàn)情況，確定了與進(jìn)口材料性能相當(dāng)或滿足型號(hào)壽命設(shè)計(jì)要求的雙重試驗(yàn)考核指標(biāo)；基于規(guī)模最小和疲勞精準(zhǔn)考...
飛行器套接螺栓定頻振動(dòng)疲勞失效分析 摘要：采用單自由度振動(dòng)系統(tǒng)構(gòu)建定頻激勵(lì)作用下的飛行器結(jié)構(gòu)振動(dòng)模型，利用有限元分析獲取飛行器結(jié)構(gòu)的一階彎曲固有頻率，求解穩(wěn)態(tài)位移響應(yīng)的二階導(dǎo)數(shù)，獲得的各級定頻激勵(lì)在結(jié)構(gòu)一階彎曲固有頻率處加速度響應(yīng)的共振放大趨勢與試驗(yàn)現(xiàn)象一致。利用結(jié)構(gòu)加速度響...
飛機(jī)作動(dòng)器耳片疲勞斷裂失效分析 摘要：針對某型作動(dòng)器在耐久性試驗(yàn)中出現(xiàn)耳片斷裂的問題，將耳片受載分為靜態(tài)沖擊和動(dòng)態(tài)沖擊兩種不同情況考慮，對耳片在作動(dòng)器不同工作狀態(tài)下的沖擊載荷進(jìn)行計(jì)算分析，并基于細(xì)節(jié)疲勞額定值（DFR）方法對耳片進(jìn)行了疲勞壽命計(jì)算。分析結(jié)果表明，動(dòng)態(tài)沖擊載...
機(jī)載電子設(shè)備溫循壽命試驗(yàn)方法探討 摘要：針對機(jī)載電子設(shè)備元器件焊點(diǎn)熱疲勞失效問題，對比了行業(yè)內(nèi)不同標(biāo)準(zhǔn)對電子設(shè)備溫循試驗(yàn)的要求，探討了傳統(tǒng)美軍標(biāo)環(huán)境鑒定試驗(yàn)條件不能充分驗(yàn)證元器件焊點(diǎn)熱疲勞壽命的現(xiàn)狀，提出了ECSS-Q-ST-70-38C標(biāo)準(zhǔn)適用于板級高可靠溫循壽命驗(yàn)證試驗(yàn)...

基于逐層理論的復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)分層損傷擴(kuò)展研究 摘要：首先，將虛擬裂紋閉合技術(shù)（VCCT）和離散損傷模型（DDZM）引入逐層理論（LWT），建立了含分層損傷復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)的三維分析模型，對分層損傷的漸進(jìn)萌生和擴(kuò)展行為進(jìn)行了研究。然后，編寫了相應(yīng)的C++程序，通過與經(jīng)典文獻(xiàn)進(jìn)行對比，驗(yàn)證...