航空科學(xué)技術(shù)

2022年03期

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《航空科學(xué)技術(shù)(2011年第6期)》以國(guó)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(guó)家發(fā)展航空科技的方... 展開

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公開SAR圖像目標(biāo)數(shù)據(jù)集及其在深度學(xué)習(xí)中的應(yīng)用綜述 摘要：由于合成孔徑雷達(dá)（SAR）圖像可讀性較差，所以對(duì)其進(jìn)行目標(biāo)檢測(cè)與識(shí)別處理的難度也較大。近年來(lái)，隨著深度學(xué)習(xí)（DL）方法的不斷發(fā)展，許多學(xué)者將其引入SAR圖像目標(biāo)檢測(cè)與識(shí)別研究中。該類方法以數(shù)據(jù)為驅(qū)動(dòng)。其中，監(jiān)督學(xué)習(xí)方法更以已標(biāo)注的數(shù)據(jù)...

民用飛機(jī)應(yīng)急撤離影響因素試驗(yàn)研究 摘要：為了分析影響應(yīng)急撤離的因素，基于動(dòng)態(tài)客艙應(yīng)急撤離試驗(yàn)環(huán)境，開展了多工況約1000多人次的應(yīng)急撤離試驗(yàn)。試驗(yàn)表明，迫降后的不利姿態(tài)對(duì)群體撤離時(shí)間有一定的影響，10°俯仰角的影響可達(dá)25.8%；取行李人員的行為對(duì)群體撤離速率有2...
核心機(jī)派生間冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)熱循環(huán)參數(shù)匹配研究 摘要：間冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)作為一種新概念動(dòng)力技術(shù)，可滿足未來(lái)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)成本控制、環(huán)境友好性等方面的要求。以成熟的核心機(jī)為基礎(chǔ)，在常規(guī)熱力循環(huán)基礎(chǔ)上增加間冷過程和回?zé)徇^程，匹配低壓系統(tǒng)派生間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)行熱力循環(huán)參數(shù)選擇與性能仿真...
三級(jí)旋流頭部裝置末級(jí)文氏管喉道面積對(duì)出口流場(chǎng)的影響試驗(yàn)研究 摘要：文氏管對(duì)渦流器具有重要的引流作用。通過改變第III級(jí)文氏管的喉道面積大小，探究了其對(duì)三級(jí)渦流器出口流場(chǎng)的影響。應(yīng)用粒子圖像測(cè)速儀（PIV）對(duì)三頭部試驗(yàn)件的渦流器出口流場(chǎng)進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)中間渦流器的兩個(gè)漩渦中心的徑向距離隨著第III級(jí)文氏...

飛行器服役（作戰(zhàn)）完整性對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞斷裂設(shè)計(jì)分析的新要求 摘要：飛行器在服役使用過程中，其服役完整性、服役適用性和服役效能（對(duì)于軍用飛行器又可以稱為作戰(zhàn)完整性、作戰(zhàn)適用性和作戰(zhàn)效能）構(gòu)成了其三個(gè)重要頂層基本屬性，以反映飛行器在服役過程中是否“能用”“好用”“管用”的程度。飛行器服役（作戰(zhàn)）完整性是...
飛機(jī)疲勞失效適航規(guī)章演變歷程回顧 摘要：為了保障飛機(jī)的使用安全，與結(jié)構(gòu)疲勞失效相關(guān)的適航規(guī)章已經(jīng)經(jīng)歷了70多年的演變過程。本文以歷史時(shí)序?yàn)榫€索，回顧了相關(guān)的適航規(guī)章在不斷吸取疲勞破壞事故經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)的過程中逐步完善的演變歷史，包括：進(jìn)行以安全壽命理念的疲勞設(shè)計(jì)分析；通過全機(jī)結(jié)構(gòu)...
典型智能材料結(jié)構(gòu)疲勞可靠性問題研究進(jìn)展 摘要：智能材料結(jié)構(gòu)在眾多領(lǐng)域應(yīng)用廣泛，為防止智能材料結(jié)構(gòu)在使用時(shí)發(fā)生疲勞失效，研究智能材料結(jié)構(gòu)的疲勞可靠性問題有著重要意義。本文從疲勞失效的微觀表征、疲勞試驗(yàn)的宏觀現(xiàn)象以及疲勞可靠性問題的研究方法等角度，分析了裂紋對(duì)壓電傳感器性能的影響，探...
基于當(dāng)量應(yīng)力損傷的飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性分析方法研究 摘要：針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)實(shí)際使用的載荷歷程偏離耐久性評(píng)定試驗(yàn)載荷譜情況下的耐久性分析需求，建立了疲勞關(guān)鍵部位耐久性損傷程度的當(dāng)量應(yīng)力損傷計(jì)算方法，通過構(gòu)建不同載荷譜下的結(jié)構(gòu)耐久性損傷關(guān)系，得到了結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位在不同載荷譜下的等效應(yīng)力；結(jié)合耐久性...
選區(qū)激光熔化TC4鈦合金疲勞裂紋擴(kuò)展行為研究 摘要：選區(qū)激光熔化增材制造（AM-SLM）技術(shù)廣泛應(yīng)用于鈦合金結(jié)構(gòu)部件制造。SLM鈦合金材料疲勞性能具有明顯各向異性。研究SLM鈦合金在不同方向載荷下的疲勞裂紋擴(kuò)展行為對(duì)于航空結(jié)構(gòu)耐久性/損傷容限設(shè)計(jì)具有重要意義?；诖?，本文設(shè)計(jì)了與打印方...
材料因素對(duì)金屬疲勞裂紋擴(kuò)展的影響 摘要：先進(jìn)工藝和材料的發(fā)展往往突破了經(jīng)典斷裂力學(xué)理論中的宏觀均勻各向同性材料假設(shè)，使得當(dāng)前主要關(guān)注裂尖力學(xué)參數(shù)，僅以試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合參數(shù)來(lái)考慮材料因素影響的金屬材料疲勞裂紋擴(kuò)展分析方法難以適用。本文首先基于課題組近年來(lái)在金屬材料疲勞裂紋擴(kuò)展方面...
鈦合金基體激光熔覆WC/TC18復(fù)合涂層滾動(dòng)接觸疲勞性能研究 摘要：為了提高鈦合金的滾動(dòng)接觸疲勞性能，以碳化鎢（WC）/鈦合金（TC18）混合粉末為原料，利用激光熔覆技術(shù)在TC18基材表面制備了耐磨涂層，分析了涂層的顯微組織和顯微硬度，在室溫條件下測(cè)試了涂層的接觸疲勞性能。結(jié)果表明，涂層與基體冶金結(jié)合...
金屬結(jié)構(gòu)復(fù)材膠結(jié)修理表面處理影響研究 摘要：在典型航空鋁合金結(jié)構(gòu)復(fù)合材料膠結(jié)修理應(yīng)用技術(shù)中，經(jīng)常由于結(jié)構(gòu)損傷部位特點(diǎn)、油箱環(huán)境、現(xiàn)場(chǎng)修理?xiàng)l件等限制，而無(wú)法采用磷酸陽(yáng)極化等標(biāo)準(zhǔn)的化學(xué)表面處理方法。從膠結(jié)表面的清潔程度、粗化程度、偶聯(lián)劑、底膠及其組合作用等方面，通過浮滾剝離和膠結(jié)耐...
壓合襯套強(qiáng)化耳片的疲勞壽命評(píng)估 摘要：壓合襯套是一種通過冷擠壓安裝的高干涉量襯套，主要用于提高連接孔的疲勞及損傷容限性能。試驗(yàn)證明安裝壓合襯套可以有效提高耳片的疲勞壽命，但目前沒有合理有效的分析方法能夠評(píng)估其疲勞壽命增益。為了填補(bǔ)這一空白，研究了一種壓合襯套強(qiáng)化耳片的疲勞...
裝配公差對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞可靠性壽命的影響 摘要：針對(duì)工程制造中的緊固孔超差問題，根據(jù)飛機(jī)典型部位的結(jié)構(gòu)連接形式，設(shè)計(jì)三組不同緊固孔直徑的疲勞對(duì)比試驗(yàn)，得到了這三組試驗(yàn)件的對(duì)數(shù)均值壽命和標(biāo)準(zhǔn)差。通過疲勞分散系數(shù)和結(jié)構(gòu)對(duì)數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差的推導(dǎo)，研究了裝配公差增大對(duì)連接件疲勞可靠性壽命的影響...
機(jī)載懸掛裝置虛擬振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)研究 摘要：針對(duì)產(chǎn)品振動(dòng)試驗(yàn)中存在的過試驗(yàn)或欠試驗(yàn)問題，基于Simcenter 3D仿真平臺(tái)，應(yīng)用振動(dòng)基本理論和模態(tài)分析理論研究了機(jī)載懸掛裝置試驗(yàn)系統(tǒng)關(guān)鍵部位的響應(yīng)特性。以隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)為例，采用Solidworks和Simcenter 3D軟件建...