基于改进蚁群算法的无人机2 维航路规划

针对传统蚁群算法在无人机3 维航路规划中存在搜索时间长、容易陷入局部最优解的问题,提出一种蚁 群算法的改进策略。将固定翼无人机的性能约束条件作为待扩展节点是否可行的判断条件,减小计算量和算法搜索 时间;对航路点的高度规划采用直接设定策略,将3 维航路规划问题简化为2 维航路规划问题,减小算法的复杂性; 改进全局信息素更新规则和安全启发因子,解决了局部最优解和威胁源规避问题。仿真结果表明：改进蚁群算法与 传统蚁群算法相比,能够有效规划出一条从起点到终点的飞行航路,具有更高的有效性和实用性。     

直升机飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响分析

建立分析飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响的数学分析模型,引入"疲劳损伤放大系数"的概念,通过计算只有一个飞行动作时间比例改变和只有一个飞行动作时间比例未改变得到的放大系数,可以定性和定量分析各种飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤的影响程度.依据某型直升机的实测飞行谱和主、尾桨叶的疲劳载荷频数均值谱,运用所建立的模型进行分析.研究表明,对某犁直升机的关键动部件,所有的鸽种飞行动作中只有三种飞行动作造成的损伤在飞行动作时间比例变化0.1时疲劳损伤变化超过0.01,同时飞行动作的敏感性具有很大的部件依赖性,巡航平飞状态是最敏感的飞行动作.最后通过运输直升机改为反潜直升机的谱型变换实例(只有一个飞行动作未改变时),说明用文中得到的疲劳损伤放大系数进行不同谱型疲劳损伤计算的适用性.     

军用航空发动机的腐蚀及腐蚀控制

针对目前军用航空发动机的腐蚀情况，结合一些腐蚀故障事例，分析了腐蚀对发动机重要零部件的影响，以及这些腐蚀故障的产生机理，提出了对发动机腐蚀的一些控制措施.  T     

Accelerated corrosion test and corrosion failure distribution model of aircraft structural aluminum alloy

Based on corrosion damage data of 1 0 years for a type of aircraft aluminum alloy, the statistical analysis was conducted by Gumbel, Normal and two parameters Weibull distribution function. The results show that aluminum alloy structural member has the corrosion history of pitting corrosion--intergranular corrosion-exfoliation corrosion, and the maximum corrosion depth is in conformity to normal distribution. The accelerated corrosion test was carried out with the complied equivalent airport accelerated environment spectrum. The corrosion damage failure modes of aluminum alloy structural member indicate that the period of validity of the former protective coating is about 2.5 to 3 years, and that of the novel protective coating is about 4.0 to 4.5 years. The corrosion kinetics law of aluminum spar flange was established by fitting corrosion damage test data. The law indicates two apparent corrosion stages of high strength aluminum alloy section material： pitting corrosion and intergranular corrosion/exfoliation corrosion. The test results agree with the statistical fit result of corrosion data collected from corrosion member in service. The fractional error is 5.8% at the same calendar year. The accelerated corrosion test validates the corrosion kinetics law of aircraft aluminum alloy in service.     

螺接搭接件的力学特性试验及三维有限元分析

在考虑螺栓与孔壁间的非线性接触、摩擦、干涉配合和螺栓预紧力等因素影响的基础上,利用非线性有限元软件MSC.Marc构建螺接搭接件的三维有限元分析模型.数值模拟结果与试验结果的对比表明,文中所建三维模型能有效地模拟搭接件的表面应变、载荷传递和第三弯矩等三维力学特性,同时搭接件的三维应力、应变特性及干涉配合和螺栓预紧力对载荷传递比的影响规律也进行了讨论,计算结果和结论可作为该类结构损伤容限设计的参考依据.     

浅谈油封的优化使用

在介绍油封密封原理的基础上分析油封密封失效的主要原因,从油封、油封副配合以及使用维护等方面分析影响油封使用可靠性的因素,结果表明合理选择油封、提高使用维护质量、根据工况进行油封副优化,是提高油封使用可靠性的关键.     

基于润滑油光谱数据的发动机磨损部位识别

在分析发射光谱原始数据的基础上,提出了基于模糊聚类分析方法和灰色关联分析理论的发动机磨损部位识别方法,并通过一实例阐述了磨损部位识别的具体应用步骤。结果表明,用模糊聚类和灰色关联度分析方法进行基于润滑油光谱数据的故障部位识别能达到较高的准确率。     

预腐蚀疲劳寿命影响系数模型研究

针对腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命评定问题,研究了恒幅应力水平下的地面停放预腐蚀影响系数C模型，根据统计分析推导出C曲线的关系式;疲劳试验数据分析结果建立了预腐蚀影响系数C模型.结果表明，随着腐蚀时间的增加,疲劳寿命影响系数C不断下降;同一时间下,应力水平S高,影响系数C大;应力水平S低,影响系数C小；在一定的腐蚀疲劳条件(时间、应力水平)下,可求出任一给定可靠度p时的Cp值和疲劳寿命预测值.     

直升机动部件寿命管理的损伤容限方法

讨论了直升机动部件寿命管理中的安全寿命法和损伤容限法，以及基于安全寿命法的裂纹容限法和基于损伤容限法的缺陷容限法；重点介绍了安全寿命法的两大缺点和损伤容限法中要解决的三方面问题；比较了损伤容限法应用于直升机动部件与应用于固定翼飞机的不同点；回顾了国内外损伤容限法的发展历史和研究现状；介绍了损伤容限寿命管理方法的主要工作；展望了亟待解决的一些问题。     

直升机金属动部件的寿命管理

针对某型直升机动部件承受高频低幅振动载荷的特点，探讨安全寿命和损伤容限相结合的寿命控制方法。以直升机的金属主桨叶为例，采用飞行空测载荷数据编制的实测统计载荷谱，通过Miner线性累积损伤理论计算得到裂纹形成寿命与风险率的关系。同时考虑裂纹扩展寿命对降低风险率的贡献，通过断裂力学分析计算出应力强度因子、损伤容限临界裂纹尺寸，建立主桨叶损伤容限分析的工程计算模型，得到裂纹扩展寿命(检查周期)与风险率的关系。