基于神经网络的飞机关键结构载荷预测方法研究

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作者 薛海峰 张彦军 宁宇 《航空工程进展》 2025年第1期151-157,168,共8页

飞机使用数据的关键结构载荷预测对飞机的损伤分析和寿命预测具有重要的作用,可以为实现飞机的主动视情维修提供技术支撑。采用机器学习方法中的前馈神经网络建立大型运输机尾翼根部剪力、弯矩、扭矩载荷模型,与有限元模型计算的载荷进... 飞机使用数据的关键结构载荷预测对飞机的损伤分析和寿命预测具有重要的作用,可以为实现飞机的主动视情维修提供技术支撑。采用机器学习方法中的前馈神经网络建立大型运输机尾翼根部剪力、弯矩、扭矩载荷模型,与有限元模型计算的载荷进行对比,并且将前馈神经网络的预测结果与随机森林方法和多元线性回归方法的预测结果进行对比和分析。结果表明:前馈神经网络的预测结果的相对误差满足工程要求,前馈神经网络的预测精度优于随机森林方法和多元线性回归方法,为构建基于数据驱动的飞机结构损伤分析和寿命评估体系提供了重要的技术支持。 展开更多

关键词 神经网络 飞行参数 载荷预测 多元线性回归 视情维修

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飞机结构作战生存力设计要素与评估研究 被引量：1

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作者 王斌团 吕锦锋 党蒲妮 《航空工程进展》 CSCD 2022年第3期50-58,共9页

飞机结构作战生存力是影响飞机综合作战效能的关键因素,飞机结构的生存力设计对提高飞机的作战能力、降低寿命周期的费用、保证飞机处于良好的战备状态具有重要意义。从飞机生存力的内涵和结构生存力设计要求出发,梳理飞机结构生存力设... 飞机结构作战生存力是影响飞机综合作战效能的关键因素,飞机结构的生存力设计对提高飞机的作战能力、降低寿命周期的费用、保证飞机处于良好的战备状态具有重要意义。从飞机生存力的内涵和结构生存力设计要求出发,梳理飞机结构生存力设计要素;分析战损情况下结构生存力设计准则,重点开展爆炸引起的超压和波阵风载荷下飞机结构生存力研究,并给出分析算例。结果表明:飞机结构生存力设计要素与常规的损伤容限设计要素相似,可以参照损伤容限的设计步骤开展结构生存力设计;机身壁板、前缘、活动面和口盖等飞机结构对冲击波超压比较敏感,可以通过构型优化提高结构生存力。 展开更多

关键词 飞机结构 生存力 作战 冲击波

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飞行器结构热声疲劳问题研究进展

3

作者 张玉杰 孙仁俊 李斌 《航空工程进展》 CSCD 2024年第5期1-15,F0002,共16页

高超声速飞行器表面结构,如发动机叶片、内涵道及其排气道等暴露在高温强噪声复合环境中,容易出现热声疲劳损伤问题,因此,结构热声疲劳问题引起了广泛关注。热声疲劳研究对增强这类结构的耐久性和可靠性具有重要意义。本文总结了国内外... 高超声速飞行器表面结构,如发动机叶片、内涵道及其排气道等暴露在高温强噪声复合环境中,容易出现热声疲劳损伤问题,因此,结构热声疲劳问题引起了广泛关注。热声疲劳研究对增强这类结构的耐久性和可靠性具有重要意义。本文总结了国内外在飞行器结构热声疲劳领域的研究现状,阐述了在热声疲劳理论研究、仿真分析和试验技术方面所取得的进步。从时间维度回顾了国外自20世纪70年代至今在结构热声疲劳领域的研究情况;按研究单位分类介绍了国内科研院所和高等院校在该领域所开展的工作。在此基础上分析了飞行器结构热声疲劳研究所面临的技术难点问题,指出了尚需进一步研究的方向。 展开更多

关键词 热声载荷 振动响应 高温声疲劳 寿命估算 薄壁 热噪声试验

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飞机冲击载荷等效静载的确定方法研究 被引量：2

4

作者 张玉杰 黄超广 李斌 《航空工程进展》 CSCD 2023年第3期157-163,177,共8页

如何确定冲击载荷的等效静载对飞机结构的强度设计和验证具有重要意义。基于经典冲击载荷时域曲线后峰锯齿波、单自由度冲击动响应理论和位移等效原则,建立冲击载荷动态缩放系数求解公式;基于三角函数不等式关系,推导出动态缩放系数与... 如何确定冲击载荷的等效静载对飞机结构的强度设计和验证具有重要意义。基于经典冲击载荷时域曲线后峰锯齿波、单自由度冲击动响应理论和位移等效原则,建立冲击载荷动态缩放系数求解公式;基于三角函数不等式关系,推导出动态缩放系数与冲击载荷作用时间、结构固有频率乘积的函数关系。建立求解冲击载荷等效静载方法的实施流程;以简化拦阻钩系统的冲击和缩比模型的水上迫降为例,对所提方法的有效性进行验证。结果表明:拦阻冲击载荷动态缩放系数的理论估计值与仿真计算值的相对误差小于4%,水上迫降等效静压与选用的设计压力相对误差为0.9%,所建立的动态缩放系数的理论计算公式精度较高,所提方法可供工程相关应用参考。 展开更多

关键词 冲击载荷 等效静载 后峰锯齿波 位移等效 动态缩放系数 结构强度设计

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发动机一级转子抗鸟撞试验与数值模拟研究

5

作者 王斌 宁宇 +3 位作者 刘军 汤忠斌 黄福增 党蒲妮 《航空工程进展》 CSCD 2024年第2期117-124,141,共9页

鸟撞发动机在鸟撞事故中最容易造成飞机损坏失事的情况,为了研究发动机一级压气机转子抗鸟撞适航性能,对发动机转子在工作状态下进行鸟撞试验,鸟体质量为1000 g,撞击速度为195 m/s,发动机一级转子转速为8525 r/min;基于显式碰撞动力学... 鸟撞发动机在鸟撞事故中最容易造成飞机损坏失事的情况,为了研究发动机一级压气机转子抗鸟撞适航性能,对发动机转子在工作状态下进行鸟撞试验,鸟体质量为1000 g,撞击速度为195 m/s,发动机一级转子转速为8525 r/min;基于显式碰撞动力学分析软件PAM-CRASH建立相应的叶片鸟撞数值计算模型,通过与试验结果的对比来验证本文计算模型的合理性;根据发动机适航条例分析不同工况下发动机一级转子抗鸟撞性能。结果表明:大鸟撞击相比于中鸟鸟群和小鸟鸟群,对于叶片的撞击结果更加恶劣;叶尖位置撞击会引起叶尖部位的大变形,叶根和叶中位置撞击会引起叶片根部较大的集中应力,导致叶片断裂。 展开更多

关键词 发动机叶片 鸟撞试验 PAM-CRASH软件 数值模拟 适航

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飞机舰面动载荷计算方法研究及试验验证

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作者 何康乐 杨媚 +1 位作者 孙仁俊 张建刚 《力学与实践》 北大核心 2019年第6期671-675,共5页

舰载飞机的舰面动载荷是结构的临界设计载荷。针对常规方法下载荷计算的设计已不能满足舰载飞机非常规工况(例如弹射拦阻、自由飞钩住、偏心着舰等)载荷计算的设计要求的问题,研究和建立了一套完整的全机动载荷计算的设计方法和流程,并... 舰载飞机的舰面动载荷是结构的临界设计载荷。针对常规方法下载荷计算的设计已不能满足舰载飞机非常规工况(例如弹射拦阻、自由飞钩住、偏心着舰等)载荷计算的设计要求的问题,研究和建立了一套完整的全机动载荷计算的设计方法和流程,并以某型飞机全机落震试验为例,通过与试验数据的对比分析,验证了该设计方法和流程的合理性和可行性。 展开更多

关键词 舰面动载荷 动力学仿真 动载荷计算的设计 全机落震试验

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舰载机拦阻钩索滑摆动载荷特性研究 被引量：1

7

作者 何康乐 杨媚 +1 位作者 孙仁俊 金鑫 《力学与实践》 北大核心 2019年第5期550-553,共4页

针对舰载机钩偏着舰时拦阻钩沿拦阻索侧向滑摆运动,运用仿真与理论分析结合的方法,通过调整拦阻钩侧向动载荷的振动频率范围,具体研究了飞机机身动载荷特性。结果表明,在2 Hz,10 Hz,20 Hz等振动频率附近,机身会受到严重的载荷情况。结... 针对舰载机钩偏着舰时拦阻钩沿拦阻索侧向滑摆运动,运用仿真与理论分析结合的方法,通过调整拦阻钩侧向动载荷的振动频率范围,具体研究了飞机机身动载荷特性。结果表明,在2 Hz,10 Hz,20 Hz等振动频率附近,机身会受到严重的载荷情况。结论可供机体结构刚度、钩头减摆等性能优化设计参考。 展开更多

关键词 舰载机 拦阻钩 滑摆运动 侧向动载荷 振动频率

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基于应变监控数据的金属结构疲劳裂纹量化模型研究

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作者 李坤鹏 李彪 +3 位作者 张彦军 周颜 张腾 李亚智 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期932-941,共10页

实时获取金属结构的疲劳裂纹长度是开展飞机单机寿命监控和剩余寿命估算的基础。采用深度学习方法,提出了一种基于应变监控数据的金属结构疲劳裂纹长度预测模型,通过构造循环对抗网络模型、裂纹尺寸的分类模型和裂纹长度的量化模型,分... 实时获取金属结构的疲劳裂纹长度是开展飞机单机寿命监控和剩余寿命估算的基础。采用深度学习方法,提出了一种基于应变监控数据的金属结构疲劳裂纹长度预测模型,通过构造循环对抗网络模型、裂纹尺寸的分类模型和裂纹长度的量化模型,分别实现了含裂纹结构的应变试验数据与有限元模型数据的映射、裂纹尺寸范围的准确分类、裂纹长度的精确量化。将上述方法应用于中心带孔金属板在随机载荷谱下的疲劳裂纹监测,有效实现了疲劳裂纹长度的实时预测。与试验结果对比表明,单孔板的孔边疲劳裂纹长度预测误差小于1 mm,满足工程实际的需求。 展开更多

关键词 疲劳裂纹 应变监测 深度学习 数据驱动模型 疲劳裂纹预测

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基于健康监测的飞机结构寿命预测技术 被引量：3

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作者 张彦军 王斌团 +2 位作者 宁宇 雷晓欣 薛海峰 《航空工程进展》 CSCD 2024年第1期1-14,共14页

飞机结构健康监测技术在飞机的结构设计、飞行及维护过程中发挥着重要作用,该技术可用于结构健康状况预判、辅助维修与维护决策。本文首先介绍了当前结构健康监测的概念及其适用范围,讨论了结构健康监测相关规范要求,以F-35和A400M为例... 飞机结构健康监测技术在飞机的结构设计、飞行及维护过程中发挥着重要作用,该技术可用于结构健康状况预判、辅助维修与维护决策。本文首先介绍了当前结构健康监测的概念及其适用范围,讨论了结构健康监测相关规范要求,以F-35和A400M为例分析了国外飞机结构健康监测技术的典型工程案例,并给出了典型飞机单机跟踪和寿命控制、某老龄飞机载荷谱实测及寿命预测,总结了基于裂纹的监测方法研究及限制其应用的主要因素。在此基础上,提出了飞机结构健康监测系统设计的主要思路,给出了寿命预计的基本流程,阐述了其中控制点选择、飞行参数筛选、载荷/应变方程构建、损伤计算及寿命评估、结果输出及方程验证等主要环节。最后,对航空领域未来开展结构健康监测智能化研究进行了展望。 展开更多

关键词 结构健康监测 单机跟踪(监测) 寿命预测 疲劳 载荷谱

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非精确概率输入下的贝叶斯模型更新方法及其应用

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作者 王昊昊 李璐祎 刘昱杉 《宇航学报》 北大核心 2025年第4期654-672,共19页

贝叶斯模型更新(BMU)是航空航天工程当中,缩小结构数值模型与真实物理模型之间偏差的一种实用方法。然而在航空航天工程中,由于数据稀疏或知识缺乏,结构输入变量先验分布非精确的情况普遍存在。针对非精确先验概率下如何高效地进行贝叶... 贝叶斯模型更新(BMU)是航空航天工程当中,缩小结构数值模型与真实物理模型之间偏差的一种实用方法。然而在航空航天工程中,由于数据稀疏或知识缺乏,结构输入变量先验分布非精确的情况普遍存在。针对非精确先验概率下如何高效地进行贝叶斯模型更新的问题,首先通过将非精确先验分布下的BMU问题等价转化为相应的可靠性分析问题,建立了基于嵌套可靠性方法(NRA)和增广可靠性方法(ARA)的两类非精确先验分布下的BMU数学模型。为了高效地求解这两类非精确先验分布下的BMU数学模型,分别提出了两种基于留一交叉验证的自适应Kriging代理模型算法,为非精确先验分布下高效地进行模型更新提供了两种思路。将所提算法应用于数值算例、悬臂梁模型、航空航天铆钉模型和简化机翼结构。结果表明,所提算法在保证精度的同时,能极大地减少调用原始功能函数的次数,证明算法的效率大大提高。 展开更多

关键词 非精确概率 贝叶斯模型更新 Kriging代理模型 嵌套可靠性 增广可靠性

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某型飞机操纵面间隙非线性颤振时域分析 被引量：1

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作者 章飞 程芳 《航空工程进展》 CSCD 2021年第4期99-104,共6页

操纵面间隙作为一种常见的结构非线性,是由飞机设计、制造、装配等众多环节产生,有可能引起极限环振荡(LCO)。极限环振荡通常表现为等幅振动,如果其振幅过大,也会影响机体结构完整性,引发结构失效。本文对操纵面间隙非线性颤振的时域分... 操纵面间隙作为一种常见的结构非线性,是由飞机设计、制造、装配等众多环节产生,有可能引起极限环振荡(LCO)。极限环振荡通常表现为等幅振动,如果其振幅过大,也会影响机体结构完整性,引发结构失效。本文对操纵面间隙非线性颤振的时域分析方法进行研究,采用时域分析方法计算某型飞机的非线性颤振响应,并与频域描述函数法计算结果进行对比分析。结果表明:极限环振荡的临界速度和频率基本一致,时域分析方法能够准确计算全机操纵面间隙的非线性颤振临界速度,用来预测操纵面的极限环振荡是可行的,可以将其作为民用飞机适航符合性验证的理论分析方法之一。 展开更多

关键词 操纵面 间隙 非线性 极限环振荡 颤振 时域

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2E12铝合金机身壁板损伤容限分析与试验验证 被引量：2

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作者 秦剑波 宁宇 +2 位作者 周颜 王新波 张志楠 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第1期73-79,共7页

2E12为国产新研铝合金材料,拟用于飞机机身蒙皮结构。损伤容限特性是该材料应用于型号的关键指标之一。按损伤容限设计要求,本文设计了3组典型的机身壁板结构试验件,包含了单跨裂纹、双跨裂纹和裂纹修理3种情况,首先完成了裂纹扩展和剩... 2E12为国产新研铝合金材料,拟用于飞机机身蒙皮结构。损伤容限特性是该材料应用于型号的关键指标之一。按损伤容限设计要求,本文设计了3组典型的机身壁板结构试验件,包含了单跨裂纹、双跨裂纹和裂纹修理3种情况,首先完成了裂纹扩展和剩余强度数值分析,随后进行了验证试验,同时与2024铝合金试验件进行了对比分析和试验。研究结果表明:新研2E12铝合金材料损伤容限性能较好,能够满足型号设计要求;相对于单裂纹扩展,多裂纹的存在显著提高了裂纹扩展速率,多裂纹的总寿命缩短约为30%;裂纹扩展分析结果与试验结果误差小于10%;各试验件剩余强度结果一致性很好,分析结果与试验结果的差别约为2.3%。 展开更多

关键词 机身壁板 损伤容限 裂纹扩展 应力强度因子 剩余强度

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应用惯性释放方法的静气动弹性发散分析 被引量：1

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作者 章飞 程芳 《航空工程进展》 CSCD 2021年第6期68-72,共5页

翼面发散作为静气动弹性的重点分析对象,传统的分析方法通常将翼面根部固支约束,不考虑刚体模态的影响。根据咨询通告AC 25.629-1B的要求,刚体模态或短周期模态也可能会造成发散。因此,在民用飞机静气动弹性分析及适航符合性验证中,要... 翼面发散作为静气动弹性的重点分析对象,传统的分析方法通常将翼面根部固支约束,不考虑刚体模态的影响。根据咨询通告AC 25.629-1B的要求,刚体模态或短周期模态也可能会造成发散。因此,在民用飞机静气动弹性分析及适航符合性验证中,要计及刚体模态对发散的影响。通过对惯性释放方法的研究,在发散分析中计及刚体模态,给出考虑刚体模态的模态法发散分析方法;以某型民用飞机为例,应用本文方法分别计算空机状态、不同燃油和商载的静气动弹性发散结果,并和不考虑刚体模态的模态法、考虑/不考虑刚体模态的颤振法的发散计算结果进行对比分析。结果表明:考虑刚体模态后的发散速度有所提高,临界发散模态不变,发散速度随燃油和商载的增加而降低。 展开更多

关键词 静气动弹性 刚体模态 发散分析 模态法 惯性释放

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复杂应力状态下金属材料屈服模型及有限元验证 被引量：1

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作者 刘彦杰 李明强 杨卫平 《航空工程进展》 CSCD 2021年第4期131-137,共7页

日益复杂的结构细节特征和载荷作用给飞机金属实体结构的精细化设计提出了极高挑战,对复杂应力状态下金属材料的屈服及失效行为的高精度预测是结构精细化设计与验证的关键。多种典型构形拉伸试验研究发现基于单一曲线假设的von Mises屈... 日益复杂的结构细节特征和载荷作用给飞机金属实体结构的精细化设计提出了极高挑战,对复杂应力状态下金属材料的屈服及失效行为的高精度预测是结构精细化设计与验证的关键。多种典型构形拉伸试验研究发现基于单一曲线假设的von Mises屈服理论难以精确描述金属材料在复杂三维应力状态下的屈服行为。为提高复杂应力状态下金属弹塑性行为的预测精度,提出一种基于应力三轴度和Lode角参数修正的von Mises屈服模型,将该修正模型以VUMAT用户材料子程序嵌入ABAQUS/explicit求解器对铝合金2024-T4试件的屈服行为进行数值模拟。结果表明:本文提出的修正屈服模型比von Mises屈服模型更符合试验结果。 展开更多

关键词 应力三轴度 Lode角 复杂应力状态 金属屈服 屈服准则

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基于离散单元法的钢丝绞缆三维建模及力学行为分析

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作者 杜微 刘彦杰 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第6期1290-1297,共8页

针对复杂的螺旋钢丝绞缆结构力学响应问题,建立了考虑局部接触变形的1×7结构三维绞缆离散元模型。首先,通过球体间黏结模型和连续体离散化方法将单根连续的钢丝离散为多个互相接触的球体;然后,通过螺旋线方程和旋转矩阵,构建了钢... 针对复杂的螺旋钢丝绞缆结构力学响应问题,建立了考虑局部接触变形的1×7结构三维绞缆离散元模型。首先,通过球体间黏结模型和连续体离散化方法将单根连续的钢丝离散为多个互相接触的球体;然后,通过螺旋线方程和旋转矩阵,构建了钢丝绞缆1×7结构的三维离散元数值模型,并与经典实验结果进行了对比验证;最后,通过构建的1×7结构的钢丝绞缆离散元模型分析了不同螺旋角对钢丝绞缆力学行为的影响。结果表明,螺旋角的增大会增加钢丝绞缆的等效杨氏模量和外层钢丝的轴向变形,降低外层钢丝和中心钢丝间的接触力。 展开更多

关键词 离散元法 螺旋结构 钢丝绞缆 改进黏结键模型 螺旋角 局部应变 等效杨氏模量

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颤振边界高效精确预测分析

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作者 程芳 李俊杰 《航空工程进展》 CSCD 2023年第3期100-107,共8页

高效精确地确定多种飞机构型的颤振边界在飞机设计过程中具有重要意义。为了提高计算效率和计算结果的准确性,针对亚声速和跨声速两种马赫数区域,提出分别采用线性和非线性方法进行非定常气动力分析。非线性分析在引入精确的定常气动力... 高效精确地确定多种飞机构型的颤振边界在飞机设计过程中具有重要意义。为了提高计算效率和计算结果的准确性,针对亚声速和跨声速两种马赫数区域,提出分别采用线性和非线性方法进行非定常气动力分析。非线性分析在引入精确的定常气动力的基础上,采用高效率跨声速小扰动方程进行求解;颤振求解统一采用g法。对大型飞机的梁架—减缩刚度组合模型的空机及3种典型燃油构型进行涵盖飞行包线的全马赫数变高度颤振分析,结果表明:4种构型的颤振边界与颤振试飞边界一致,与其他分析方法相比,效率明显提高,尤其是对于多种飞机构型能够高效地获得准确的颤振边界,即说明本文采用的颤振边界预测方法是目前适用于工程上的一种高效精确的预测大型飞机颤振边界的方法。 展开更多

关键词 颤振包线 线性 非线性 跨声速小扰动方程 减缩刚度

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