摘要:结构所受的真实载荷历程是实现疲劳寿命监控的核心。本文面向结构疲劳寿命在线监测提出了一种基于物理原型的疲劳载荷的反演和寿命评估方法。通过 对潜在疲劳危险部位附近的应变场监测，依据结构疲劳危险部位的物理原型，反演结构所受 外载荷；然后按照结构疲劳寿命分析方法获得结构的疲劳寿命。完成了一个耳片疲劳寿命在 线监测试验，结果表明了本方法的可行性和有效性。

摘要:在低速冲击载荷作用下，建立了一种适用于铺层总数较多的复合材料层合板 的损伤预测模型。采用三维Puck失效准则预测层内纤维与基体的破坏，并获得基体失效时的 断裂面角度。根据低速冲击下复合材料层合板的层间分层损伤机理，同时考虑面内横向正应 力、厚度方向正应力、层间剪应力和相邻铺层的损伤状态等因素对界面分层的影响，发展了 一种新的冲击分层失效准则。为快速有效地预测铺层总数较多的复合材料层合板的冲击损伤 ，通过对单元积分点处的应变进行线性插值，提出了在单个实体单元内预测多个铺层损伤的 数值计算方法。模型成功预测了受冲击层合板具体的失效模式，预测的分层形状和尺寸与试 验值吻合较好，并显著减少了有限元模型的规模，表明本文所发展的数值方法对预测复合材 料层合板低速冲击损伤的有效性。

摘要:提出一种 适应性设计理念，以应对飞机概念设计中用户需求、竞争环境、先进技术成熟度等不确定性 因素。其基本思想是在飞机概念设计中应事先为后继机型应用新技术预留发展空间，以便后 继机型能适应新的用户需求和竞争环境。根据适应性设计的理念，对一种短程客机的基本机 型及其后继机型进行了概念设计。短程客机基本型采用尾吊布局型式，目的是为后继机型应 用新型发动机和先进机翼气动技术预留发展空间。基本机型N1配装齿轮传动涡扇发动机和超 临界后掠翼；第二代机型N2 A和N2 B分别采用开式转子发动机或小后掠自然层流机翼技术； 第三代机型N3同时采用开式转子发动机和小后掠自然层流机翼技术。基本型与后继机型自然 过渡，形成飞机族，具有很好的继承性。对飞机族的评估表明，两种第二代机型的油耗比基 本型分别低17%和7%；第三代机型的油耗比基本型低26%。整个客机系列具有很好的可持续发 展能力。

摘要:旋翼翼型对直升机旋 翼及全机气动特性有至关重要的影响。结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境，本文提出 了一种新的旋翼翼型设计理念，即定常优化设计同非定常设计相结合的方法来开展直升机旋 翼专用翼型的优化设计。首先，建立旋翼翼型非定常气动特性的高精度CFD求解方法，以获 得旋翼翼型在相应状态下的升力、阻力和力矩等气动参数。其次，针对旋翼翼型优化状态的 特点，对于翼型静态优化及动态失速优化分别采用遗传算法和序列二次规划算法。在上述方 法建立基础上，首先针对定常状态下的原始翼型（SC1095）进行优化设计，获得一个满足设 计要求的静态优化翼型，进一步着重对该翼型在非定常状态下进行优化设计，成功地得到一 种新翼型，并具有非常规外观。结果表明，在设计状态下，新翼型在保持良好定常气动特性 的同时，明显减弱了动态失速状态下的分离涡，从而显著改善了翼型的动态失速特性。

摘要:对文献中已出 现的复合材料层合板混合模式分层扩展能量准则进行了总结。在Reeder的研究基础上，采用 11种材料的22组试验数据对其中10种分层扩展准则的预测能力进行比较全面的评估分析。评 估结果表明：为兼顾准则表达式的繁简程度与准则的预测精度，选用三参数B-K准则和四参 数Power-Law准则相对最优。本文研究能够为复合材料分层扩展行为研究中分层扩展准则的选用提供合理的参考依据。

摘要:研究了影响 复合材料层合板强度尺寸效应的两个主要影响因素：统计尺寸效应和自由边效应。统计尺寸 效应采用经典的Weibull最弱环理论描述。提出了“废宽度”的概念，将自由边效应和最终 失效强度联系起来。综合这两种效应，得到了影响 纤维增强复合材料(Fiber reinforced plastic,FRP)宽度尺寸效应的混合模型。引用D Kuj awski的试验数据对混合模型进行了验证，结果表明：混合模型能够准确地预测不同宽度试 件的最终失效强度。

摘要:基于有限元法，提出了使用满应力设计方法对飞机 蒙皮厚度进行优化设计。首先基于满应力法对各个单元厚度进行迭代更新，接着考虑蒙皮厚 度的连续性要求，应用邻近单元厚度加权平均法对单元的厚度进行修正。在进行厚度加权平 均后，对单元厚度进行整体修正来保证蒙皮厚度分布满足应力约束条件。该方法同时适用于 金属蒙皮与复合材料蒙皮。数值算例验证了该方法的可行性和有效性。

摘要:受环境因素作用，碳纤维增强聚合物基复合材料（Carbon fiber reinforced polymer comp osities,CFRP）湿热环境下发生性能 退化是一个重要的工程问题，而如何通过实验室加速试验再现自然环境对复合材料的老化作 用成为解决此问题的关键。基于时间 温度 湿度等效原理，将湿热环境下CFRP粘弹性能的 改 变作为材料的老化损伤度量，建立不同湿热环境之间当量折算关系，提出加速老化当量折算 系数的确定方法。以典型军机结构用CFRP为例，实例计算了材料不同温度、湿度环境下的当 量折算系数，根据地面停放环境谱当量折算得到加速试验谱，加速效果令人满意。最后，对 比分析了温度与湿度对当量折算系数的影响，结果表明，温度变化对当量折算系数的影响要 比湿度变化的影响显著。

摘要:基于有限体积直接平均方法(Finite volume direct averaging micromechanics,FVDAM)， 建立了一种从复 合材料细观到宏观的统一本构模型。根据均匀化方法和连续介质力学构建复合材料的宏细 观相关矩阵，通过该矩阵将细观组分材料的损伤性能传递到宏观复合材料中，计算了湿热环 境中复合材料的细观应力场。结果表明：FVDAM采用子胞边界平均位移作为未知量，使本构 模型中的未知量总数大为减小，相对提高了模型的效率，但这些方程都是建立在平均意义上 的，因此预测的应力场存在一定的不连续性；湿热环境下，前期的吸湿有缓解热残余应力的 作用，随着时间的增加，吸湿的影响逐渐超过热残余应力的影响。

摘要:临界域法将缺口附近区域中某点、线或面上的应力 特征值作为材料失效的判断条件，能较合理地解释缺口效应现象，因此被认为是一类具有工 程应用前景的缺口件疲劳寿命估算方法。本文首先结合三维工程结构的实际特点，详细阐述 了适用于三维结构的应力场强法和临界距离法，对其中若干参数进行了准确定义和描述。然 后，本文分别使用这两种方法和名义应力法对某型航空发动机轮盘进行了疲劳寿命估算。结 果表明，本文给出的适用于三维结构的应力场强法、临界距离法能很好地预测航空发动机轮 盘的疲劳寿命；而且相比于名义应力法，预测效果更好

摘要:通 过对不同预腐蚀时间下搭接件疲劳试验和断口宏微观的分析，得到不同预腐蚀时间下微动对 搭接件疲劳寿命的影响规律。引入应力强度因子影响系数β用于修正微动效应对搭接件 孔边裂纹应力强度因子的影响，针对不同腐蚀时间裂纹成核位置不同，利用裂纹扩展分析软 件AFGROW建立了考虑微动影响的两种疲劳寿命计算模型。研究结果表明：微动和腐蚀的交互 作用使搭接件的寿命减少更大，对于未腐蚀和腐蚀较轻的搭接件，由于微动作用，裂纹一般 起源于螺栓孔处靠近螺栓孔沉孔区的螺栓体区，微动损伤占主导；对于腐蚀较重的搭接件， 腐蚀占主导作用，裂纹一般起源于孔壁与接触面相交处。在考虑微动影响下，疲劳寿命预测 值与试验值吻合较好，模型更加合理。

摘要:载荷谱简化是缩短疲劳试验时间的有效方法。本文在综合考虑三参数S N曲线的全寿命适应 性、细节疲劳额定（DFR）法计算简单可靠以及等损伤折算法不改变总损伤特点的基础上，提出了一种载荷谱 的折算简化方法。该方法首先以块谱中某一载荷水平与最大载荷水平一次循环造成损伤的比 γ作为判断依据，设定损伤比门槛值γac，以确定折算载荷，其中损伤 计算 采用了三参数S N曲线和DFR法；其次考虑谱型对疲劳试验结果的影响，引 入块谱形状因子，以减少简化谱改变谱型而对疲劳损伤及疲劳寿命分散性带来的影响；最后 引入了疲劳极限附近小载荷的处理方法，形成了等损伤载荷谱简化方法。试验证明，原载荷 谱与简化谱的损伤基本不变，但试验时间可大大缩短。

摘要:飞机结构寿命 包线是飞机结构在安全使用条件下疲劳寿命与日历寿命的边界线；在其概念的基础上，考虑 疲劳寿命与日历寿命的相互影响关系，提出了通过预腐蚀疲劳试验确定飞机结构寿命包线的 腐蚀影响系数法，建立了典型服役环境下飞机金属结构腐蚀疲劳关键件的剩余寿命预测方法 ，并给出了在飞行强度变化条件下的剩余寿命预测实例。飞机结构寿命包线确定方法与剩余 寿命预测方法的建立，为飞机结构单机寿命（疲劳寿命与日历寿命）监控奠定了基础。

摘要:针对金属结构服役过程中裂纹实时监测的需求， 设计了一种基于电位法原理的裂纹监测薄膜传感器。首先，建立了该薄膜传感器的有限元模 型并对传感器输出特性进行了仿真分析。仿真结果表明：通过分析各监测点之间的电位差变 化可以判断裂纹扩展方向和长度。其次，应用离子镀技术在铝合金中心孔试件表面制备了薄 膜传感器，薄膜传感器与基体表面结合良好。最后，进行了基于薄膜传感器的裂纹监测试验 。实验结果表明：通过分析相邻两次监测数据的变化程度可以判断裂纹所处的扩展阶段。

摘要:设计 出一类推进系统与气动布局一体化的临近空间高马赫数（Ma=3.5）无人机概念方案。为 了能 对这类无人机概念方案进行快速设计与评估，需要建立一种精确的、简便的表达概念方案的 参数化几何模型。应用形函数/类函数、拉格朗日插值多项式和B样条曲线方法，建立了一种 能够精确描述该类无人机概念方案的数学模型。基于该数学模型，应用CATIA软件二次开发 方法，用VB编程实现了无人机概念方案的三维外形的自动生成。选取双后掠机翼、单后掠机 翼和准菱形机翼3种典型的高马赫数气动布局方案作为测试算例，测试结果表明所开发的VB 程序能够快速且足够精确地创建高马赫数无人机概念方案的三维外形。

摘要:基于时间步进自由尾迹 和地面面元模型，构建了一种新的非定常空气动力学模型，用于计算有地效垂直飞行状态下 的旋翼气动性能。为提高瞬态尾迹结构的求解稳定性和计算速度，本文使用了精度阶数更高 的显式CB3D格式。计算证实，该格式能有效控制地面干扰所产生的数值误差，得到的尾迹结 构也更符合物理实际。同时引入一种适用于非定常状态的“等体积修正”方法，以对计算中 容易出现的涡线落入地面下方的非物理现象进行修正。在有地效状态下，将新构建模型的计 算结果同试验数据进行了对比，验证了模型的准确性。进而计算了平面与斜面上有地效垂直 起降状态下旋翼气动特性的变化特点，分析了其影响因素。

摘要:为了提高旋翼非定 常载荷计算精度，将基于黏性涡粒子方法（Viscous vortex particle method, VVPM）的尾 迹计算引入至旋翼综合分析（Comprehensive analysis, CA）中 ，建立了一个新的旋翼VVPM/CA耦合计算模型。该模型中，旋翼VVPM基于第一性原理，可模 拟尾迹的畸变和扩散而不引入经验参数，而旋翼CA则可以有效地进行桨叶弹性变形及非定常 载荷计算，通过采用松耦合策略，可以高效地实现两者的信息交换。在此基础上，以SA349/ 2直升机为算例，针对其低速和高速两种典型前飞状态进行了深入分析，计算表明，本文建 立的VVPM/CA耦合分析可以有效地预测旋翼尾迹形状及非定常载荷。

摘要:弱撞击对接机构（Low impact docking mechanism, LIDM）的力雅可比矩阵包含了驱动臂与 负载传感环力和力矩的传递关系信息。然而，力和 力矩具有不同的量纲，将雅可比矩阵分解为两个分别与力和力矩传递相关的子矩阵，在两个 子矩阵的基础上，分别推导出力和力矩传递关系的数学模型，并通过计算工作空间内力和力 矩传递能力的分布规律，研究LIDM力和力矩的传递性能。分析结果表明，对接机构的结构构 型确定后，力和力矩传递性能呈椭球体分布，并随负载传感环沿不同路径移动，呈现不同的 规律。研究结果对以LIDM为代表的空间对接机构的结构性能评价及优化具有重要的工程意义。

摘要:由于 没有垂直安定面，无尾飞翼布局飞机航向安定性通常接近中立或略微为负，造成了其横航向 稳定性与常规布局飞机具有很大区别。因此无尾飞翼布局飞机在概念设计阶段，必须在进行 气动性能优化的同时，计算获得较为准确的气动导数数据以对飞机横航向稳定性进行分析， 这对气动计算软件计算精度和效率提出了很高的要求。本文在现有涡格法计算软件的基础上 ，提出了改进算法。以一概念飞翼布局飞机为算例进行计算，结果与风洞实验结果的对 比证明：飞机具有侧滑角的情况下，改进算法比原算法计算精度有明显提高。

摘要:在严苛的热流、 动压、过载等约束下，为了使高超声速滑翔飞行器在无动力再入过程中经过预先设定的航路 点最终到达末端能量管理界面，提出一种基于轨迹在线生成加跟踪制导思路的三维自主再入 制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和滑翔段。初始下降段采用定常迎角和倾斜角策略。 滑翔段轨迹在线生成分解为纵向规划和侧向规划：纵向规划中用于确定航程的阻力加速度 能量剖面由再入走廊上边界和下边界内插得到，侧向规划采用降阶的侧向运动方程根据航路 点约束确定倾侧角反转的时刻。最后对该制导方法进行了仿真分析，仿真结果表明该制导方 法能够在满足各种路径和终端约束要求下完成制导任务。

摘要:在月球探测器多工况着陆仿真分析中，要求所建模型能够满 足高效运算的需求。本文改进简化着陆腿有限元建模：分别采用壳单元、梁单元模拟着陆腿 内外筒壁，充分考虑结构柔性以及筒壁间作用力；通过连接单元特性来表达缓冲材料的力学 性能，减少了计算耗时；并采用隐式算法求解动力学方程，保证了计算精度。其中壳单元模 型能够更全面地反映缓冲腿柔性变形对缓冲性能的影响；在考虑着陆腿柔性时，随着摩擦因 数的增大，着陆腿缓冲性能随之下降。

摘要:为了降低结构优化计算成本，同时保证搜索优 化问题的全局优化解，本文将径向基函数代理模型应用于桁架式卫星平台结构设计优化中。 针对桁架结构涉及离散的拓扑和尺寸变量，本文采用连续松弛变量的方式处理离散变量。另 外，本文采用增广拉格朗日函数将涉及非线性约束的优化问题转换为一个只包含边界约束的 优化问题，然后应用径向基函数代理模型对转换后的优化模型进行近似，并采用具有全局寻 优能力的优化算法对所构造的代理模型进行优化。在桁架结构优化过程中，逐次更新朗格朗 日罚系数和代理模型，直至搜索到可行优化点。最后，本文将所提出的优化策略应用于一个 桁架式卫星平台设计优化实例中，通过优化结果验证了本文所提出的优化策略的高效性。

摘要:为了提高卫星的设计质量与效率，建立以卫 星总质量最小为优化目标的多学科设计优化问题，主要考虑轨道、有效载荷、电源和结构4 个分系统的设计并梳理其耦合关系，整理并建立了较为详细且贴近工程实际的学科分析模型 。本文提出了基于支持向量拟合(Support vector regression，SVR)代理模型的优化策略， 并将其应用于海洋卫星多学科设计优化中。本文算例卫星参考海洋一号卫星（HY-1），优 化后整星质量相对于初始质量下降了约14.1%。优化结果表明了卫星多学科优化设计(Multid is ciplnary design optimization, MDO)模型的合理性和该优化 策略的有效性，为进一步探索代理模型技术在卫星MDO设计当中的应用奠定了基础。