2026年, 第23卷, 第9期　
刊出日期：2026-09-25

  

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专刊——航空装备结构动力学
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  旋翼航空器舱内噪声控制要求综合分析

  费艺琨, 吕保良, 陆洋

  装备环境工程. 2026, 23(9): 1-13. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.001

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  结合国内对航空器舱内噪声有关技术的研究基础及标准规定,重点针对旋翼航空器舱内噪声的来源、形成机理、传播途径以及控制方法开展了研究,分析了主要相关因素及其影响,以期为旋翼航空器舱内噪声控制有关工作深入开展及相关标准持续发展提供参考。综合分析表明,旋翼航空器舱内噪声呈现多源耦合、低频结构声突出和宽频传播并存的特征,其预测与控制应采用面向不同频段的多方法协同策略,并在工程和标准化之间实现统筹。
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  航空复合材料结构多层级优化设计：从元件试验到系统化校核

  刘子昂, 陈英实, 邓天择, 王国玥, 宗越超, 杨婵, 郑锡涛

  装备环境工程. 2026, 23(9): 14-28. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.002

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  目的 建立一套面向复杂力学性能约束的多层级优化设计方法,以系统解决上述问题。方法 采用MODEFRONTIER联合ABAQUS构建逻辑清晰且易于调试的优化流程,分别从组件级、构件级和元件级3个层级展开。组件级对尾段蒙皮进行分区优化,并对比层压板与蜂窝夹层结构;构件级对隔框站位进行参数化建模与布局优化;元件级对开孔板开展铺层厚度与角度优化,并通过拉伸试验验证。结果 组件级分区优化使关键区域改用蜂窝夹层结构,减重幅度提升68%,并基于稳定性分析为结构选型提供参考;构件级优化后经强度、刚度、动力学、稳定性及疲劳寿命校核,实现减重10.81%;元件级开孔板优化试验与仿真误差在5%以内,验证了方法的合理性。结论 本文形成的多层级优化思路,覆盖了结构形式选择、布局优化和细观参数优化,并经试验验证,为航空复合材料结构减重优化设计提供了系统性的研究基础。
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  多物理场载荷下加筋壁板结构振动及疲劳特性研究

  白鸿瑞, 沙云东

  装备环境工程. 2026, 23(9): 29-39. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.003

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  目的 针对我国超高声速飞行器的研究需求,开展在高温热流、强噪声的环境下加筋板的振动及疲劳特性研究。方法 基于耦合的有限元/边界元法计算加筋板在不同载荷作用下的动力学响应,重点研究加筋板的热模态频率随温度的变化规律,并结合功率谱密度分析结构应力随声压级和流速的变化规律。采用雨流计数法和Morrow平均应力模型,结合Miner线性累积损伤理论对结构进行疲劳寿命预估,并采用雨流循环矩阵（M_RFM）与雨流损伤矩阵（M_RFD）讨论应力循环块的分布与结构的损伤程度,分析热载荷、气动力载荷以及声载荷对结构疲劳寿命的影响规律。开展加筋壁板常温模态及声激振响应试验验证仿真计算的可靠性。结果 热载荷和声载荷对结构总应力的影响较大,气动力载荷对其影响较小。结构疲劳寿命随着温度的增高呈现先下降、后抑制回升的非单调演化,随声压级的增高而降低。结论 试验结果与仿真计算高度吻合,验证了多物理场耦合数值预估方法的可靠性。
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  冰雪与积水污染跑道条件下飞机起降动力学与运行评估进展

  潘孝杰, 李斌

  装备环境工程. 2026, 23(9): 40-49. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.004

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  聚焦常规铺装跑道的表层污染工况,梳理了轮胎-污染物-跑道界面作用、飞机起降地面动力学、摩擦测量与制动性能评估方法,比较了飞机试验与运行数据分析、地面摩擦测试、经验或半经验模型、解析轮胎模型及有限元等数值方法的适用范围与局限,并归纳了跑道状况评估矩阵、全球报告格式及相关运行规则的发展趋势。综合分析表明,现有方法分别适用于界面机理、轮胎力生成、飞机级性能预测和运行评估等不同层级,但不同尺度模型之间仍缺少可靠的参数传递和验证关系。污染跑道评估正在由单一摩擦测量转向结构化跑道状态通报、机型性能计算和运行反馈相结合的综合评估模式,跑道摩擦系数μ可用于表征道面状态,但不能直接等同于飞机实际刹车摩擦系数μ_B。未来应加强对三相耦合机理和μ-μ_B映射关系的研究,推进低附着条件下防滑控制技术研究、起飞-中断起飞-着陆一体化性能评估及本土化运行数据库建设。
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  机身壁板结构入水冲击的ALE-FEM耦合数值模拟和试验验证

  孙李刚, 吕锦锋, 梁元

  装备环境工程. 2026, 23(9): 50-59. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.005

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  目的 开展机身壁板结构入水冲击的ALE-FEM耦合数值模拟,并进行壁板结构入水冲击试验验证该方法的准确性。方法 基于LS-DYNA软件,采用任意拉格朗日-欧拉法（ALE）和有限元法（FEM）耦合方法,建立铝合金加筋壁板垂直入水冲击的流固耦合模型,对加筋壁板在垂直入水过程中的动力响应进行数值模拟,并进行壁板垂直入水冲击试验。结果 加速度测点和压力测点的仿真值与试验值误差在10%以内,验证了数值模拟的准确性。壁板结构入水冲击过程中,砰击力迅速增大,达到峰值后降低。由于结构变形和流固耦合引起的壁板振动使砰击力存在第二峰值,入水方向上的加速度迅速增大,达到峰值后降低,而后不断振荡。壁板应力较大的位置主要分布在桁条、隔框以及与桁条、隔框相连接的蒙皮附近。结论 ALE-FEM方法能有效地模拟流体-结构相互作用,为飞机水上迫降安全设计提供了重要的理论支持。
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  基于Sobol-SVM的航空发动机附件机匣传动系统振动与装配参数敏感性分析

  陈瑞, 沙云东

  装备环境工程. 2026, 23(9): 60-66. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.006

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  目的 针对发附机匣齿轮振动总量与装配参数之间的关系不明晰的问题,提出一种结合Sobol敏感性分析与代理模型的参数影响评估方法。方法 首先,基于支持向量机回归（libsvm）构建发附机匣齿轮振动总量与装配参数之间的代理模型,通过蒙特卡洛方法生成装配参数的样本集,通过建立的代理模型计算样本输出,并采用Sobol敏感性分析方法,分别计算装配参数的一阶和总效应敏感性系数,从全局视角量化每个装配参数对齿轮振动总量的影响程度。最后,对敏感性结果进行排序并识别关键参数。结果 轴承外圈配合量值（喷口泵侧）和齿向公差对振动总量的贡献率最高,齿形公差与其他参数间的交互作用也对振动产生显著影响。结论 该方法可为发动机附件机匣齿轮实际振动控制及装配工艺优化提供一定理论依据和量化指导。
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  小型单发螺旋桨固定翼航空器噪声级预测研究

  刘龙

  装备环境工程. 2026, 23(9): 67-73. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.007

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  目的 噪声特性是评判民用航空器是否满足适航要求和环境保护要求的重要特性之一,寻找合适的方法实现适航合格审定噪声预测,使工程技术人员在机型方案设计阶段便能够发现可能存在的噪声审定风险,并及时进行改进和优化,降低后期重复试飞的概率和型号设计失败的风险,节省相关成本。方法 对小型单发螺旋桨固定翼航空器噪声级半经验预测与验证方法进行研究,并通过选取样本机型,根据其关键参数和实测噪声结果,对预测模型中的待定参数进行迭代和确定。结果 采用该模型对预测目标机型的适航噪声级进行了预测,获得了一个基于预测模型的适航噪声预测结果,并将预测结果和实测结果进行了对比,预测误差在6%以内。结论 最终验证了模型在预测小型单发螺旋桨固定翼航空器适航噪声级时的准确性。
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  基于接触理论的壁板连接结构振动分析有限元模拟方法

  张玉杰, 李斌, 孙仁俊

  装备环境工程. 2026, 23(9): 74-81. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.008

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  目的 研究利用有限元方法和元素模拟铆接或螺接等连接结构对壁板振动特性仿真结果精度的影响。方法 采用Greenwood-Williamson表面接触模型建立壁板结合部位在铆钉或螺栓作用下实际接触面积的计算公式,提出一种将实际接触面积内所有元素节点进行多点约束刚性连接、将铆钉或螺钉等连接元件进行梁元模拟的建模方法。结果 以典型加筋壁板为研究对象,利用Hypermesh和Patran有限元软件建立了壁板结构及连接元件的振动分析有限元模型,完成了振动模态分析及测试试验。对比分析了壁板前三阶固有频率实测结果与仿真结果,两者相对误差的最大值小于2%,表明了所提方法的有效性。结论 该方法可为其他铆接或螺接形式下飞机结构的振动分析有限元建模提供借鉴和参考。
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  涡轮转子叶片高周振动疲劳性能试验技术研究

  林桂瑶, 沙云东, 丁谓, 骆丽

  装备环境工程. 2026, 23(9): 82-92. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.009

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  目的 研究某型航空发动机涡轮叶片在二阶固有频率（一扭振型）下的振动疲劳失效问题,开展二阶模态下的振动特性分析与试验方法研究。方法 通过扫频试验识别叶片共振频率,基于有限元法建立叶片模型进行模态分析,获取叶片多阶模态频率与振型,并与试验结果校核,确定叶片二阶固有频率。通过扭力梯度试验,确定夹持预紧力对叶片频率的影响规律。依据目标振型的振动位移方向,优化激光位移传感器的安装方位。采用叶片动应力与叶尖振动位移同步测试技术,实现振动应力标定。结果 扫频试验测得叶片前两阶固有频率与有限元仿真结果吻合良好,仿真进一步提供了前六阶模态频率及振型,叶片所受振动应力（σ）与叶片自振频率（f）、叶片振幅（a）之间服从线性关系。结论 该叶片理论、实测振动特性一致,得到了叶片二阶固有频率（一扭振型）下所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系,表明此试验方法有效,可为该叶片提供疲劳数据支撑。
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  竖直激励下二维方形充液容器液体参数晃动失稳特性研究

  赵寿根, 陈王双懿, 翟宇杰, 谷文哲

  装备环境工程. 2026, 23(9): 93-100. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.010

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  目的 针对参数晃动失稳问题,研究充液容器竖直激励下的液面参数失稳特性,为充液容器抗晃动安全设计提供依据。方法 以刚性二维方形充液容器为对象,基于势流小幅晃动假设推导带阻尼马蒂厄控制方程,采用多尺度摄动法、能量增长系数法开展稳定性分析。摄动法解析次谐波与谐波失稳边界,揭示阻尼对不稳定区域的抑制规律。能量增长系数从扰动能量角度量化失稳演化强度,弥补摄动法仅能判别失稳与否的局限。同时搭建包含激振、激光液面测振、加速度采集功能的试验平台,以10 cm充液高度方腔为试验对象,实测前四阶晃动模态固有频率与阻尼比,通过扫频变幅值试验获取失稳边界、模态共存区间,并测试0.2g、0.3g、0.4g激励下各阶模态稳态波高。结果 同阶模态失稳平衡波高随激励加速度增大而升高,同等激励下,低阶次谐波晃动幅值远高于高阶模态,一阶模态在0.4g激励下波高达充液高度82.2%,危害性最为突出。结论 本文融合多尺度摄动法与能量增长系数法,实现了失稳边界判定与晃动强度评估的有效互补,研究成果可为充液容器抗参数晃动安全设计提供可靠的理论与试验支撑。
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  基于橡胶减振器的航空机载设备振动隔离设计与研究

  周江贝, 李凯翔, 白春玉, 刘小川

  装备环境工程. 2026, 23(9): 101-107. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.011

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  目的 针对航空装备机载设备振动控制难题,解决系统可靠性关键制约因素,亟需精准研究设备动力学特性并设计高效的减振方案。方法 开展振动试验与结构频域特性分析,定量获取设备在全频段的动力学响应特征。基于载荷传递路径优化理论,在设备与安装支架连接节点部署橡胶减振器,构建适配本机载设备工况的多向振动隔离系统。结果 设备在100~200 Hz 频段存在明显共振,大于100 Hz 频段加速度振动幅值较高。加装减振器后,x/y/z三向振动响应均值分别降低62.3%、70.1%、44.3%,实现了全向振动幅值有效抑制。结论 该振动隔离方案显著抑制高频振动传递,三向振动控制效果均超44%,减振后设备振动响应满足 DO-160G 机载设备环境试验振动限值要求,达到规范考核指标,可为机载设备可靠性提升提供关键技术支撑,同时为同类航空装备减振设计提供参考。
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  油液晃动对机身结构应力响应的影响

  王耀伟, 李琦, 方琛, 杨莹

  装备环境工程. 2026, 23(9): 108-114. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.012

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  目的 探究不同充液率下,油液晃动特性及其对机身结构应力应变的影响。方法 采用STAR-CCM+与ABAQUS联合仿真技术,基于流体体积法（VOF）建立燃油晃动模型,通过单向流固耦合模拟俯仰过载下油箱晃动工况,并对比油箱区和非油箱区的应力应变值。结果 结构应力应变分布呈现明显的区域化特征。油箱区域作为主要承力部位,其应力水平显著高于其他区域,最大等效应力达到154.9 MPa,非油箱区域的应力水平相对较低（约为油箱区的48.4%）。油箱区最大拉伸应变为725.5με,非油箱区最大拉伸应变为油箱区的81.1%。结论 针对流体域的分析表明,油箱壁板压力主要受过载及液面高度影响,油箱壁板力传递到固体域模型后,非油箱区的响应特性揭示了载荷在机体结构中的传递规律。在俯仰工况下,油箱晃动导致非油箱区的应力应变应予以关注。
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  基于时频分析和残差神经网络的滚动轴承故障诊断方法

  陈瑞, 沙云东

  装备环境工程. 2026, 23(9): 115-124. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.013

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  目的 针对滚动轴承振动信号故障特征提取困难且易被噪声成分淹没的问题,提出一种基于常数Q变换与残差神经网络相结合的方法。方法 首先,采用常数Q变换对原始振动信号进行处理得到时频图,使用重叠采样法和限制对比度自适应直方图均衡化对时频图进行特征增强,批量处理后得到数据集,并划分训练集与测试集。然后使用残差神经网络（Resnet 18）对划分出的训练集进行训练,利用训练后得到的模型对测试集进行处理与分析,得到基于常数Q变换与残差神经网络相结合的滚动轴承故障诊断模型。结果 搭建了滚动轴承典型故障特征提取试验台,利用网络公开数据集对常数Q变换与残差神经网络相结合的滚动轴承故障诊断模型进行了方法有效性验证,并将该方法应用于自建试验台。在本文实验设定的工况与数据集条件下,对轴承故障进行了有效诊断,测试集识别准确率、精确率、召回率及F₁分数均达到100%。结论 本文所述基于常数Q变换和残差神经网络的滚动轴承故障诊断方法可为一般机械系统滚动轴承故障诊断与特征识别提供有效手段。
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  基于SPH方法的进气道防护网抗鸟撞能力仿真研究

  孙阔, 袁李斌, 钱学森

  装备环境工程. 2026, 23(9): 125-131. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.014

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  目的 防止鸟体进入发动机进气道,保障直升机近地面飞行安全,设计一款进气道防护网结构并评估其抗鸟撞的能力。方法 采用有限元法,对编织的网体结构进行合理简化,结合SPH（光滑粒子流体动力学）方法,选取160、200、240、280 km/h这4种不同的撞击速度,对鸟体撞击防护网的全过程进行数值模拟。结果 在所研究的速度范围内,防护网结构保持完整,未出现损坏。随着撞击速度增加,防护网最大变形呈线性变化,最大变形达110.9 mm,而撞击力与内能随速度增加呈非线性递增趋势。结论 验证了防护网结构可以抵抗速度不超过280 km/h的鸟体的撞击,该防护网满足强度使用要求。同时该研究揭示了防护网在鸟撞下的动态响应特征,为直升机防护网设计与优化提供了理论依据。
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  颤振飞行试验中典型结构响应故障分析诊断技术研究

  俱利锋, 张照国, 梁海州

  装备环境工程. 2026, 23(9): 132-139. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.015

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  目的 解决颤振飞行试验中的舵面振动响应异常问题,对典型结构响应故障分析诊断技术进行研究。方法 以地面激励试验中左、右舵面振动响应异常为切入点,通过操纵面扫频激励原理介绍,引入针对该故障问题的故障树。然后通过对故障树中不同故障底事件的逐个试验排查,定位左、右舵面振动响应异常的故障原因和发生机理,接着通过地面激励试验和飞行试验对故障排除效果进行验证。最后基于该故障的排除逻辑和过程抽象出颤振飞行试验典型故障的分析诊断流程,形成典型故障分析诊断技术。结果 左、右舵面振动响应峰峰值比值从1.5倍减小到1.08倍,右舵面的响应骤减频率从0.552增大到0.641。结论 通过该故障分析诊断技术的应用,有效解决了左、右舵面振动响应异常问题,并为后续颤振飞行试验中类似故障问题的发现、排查和最终解决提供了有益的参考和借鉴。
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  基于模态分析与隔振器优化的APU安装系统减振性能研究

  赵晓辉, 冯震宙, 万亮

  装备环境工程. 2026, 23(9): 140-146. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.016

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  目的 针对某型APU安装系统的减振效率问题进行研究,通过动态响应模拟与试验相结合的方法,系统开展动力学特性分析与隔振性能优化研究。方法 采用仿真与试验结合的方法,基于有限元模型并结合模态及正弦扫频试验验证模型,识别出前六阶模态。通过动力学响应分析对比不同连接状态下的加速度传递率,针对拉杆动态载荷不均问题,采用多目标优化算法对隔震器参数进行优化。结果 在APU核心工作频率段内,刚性连接与2种隔振器的加速度传递率存在显著差异。通过优化算法,最终确定了最佳隔振器刚度参数组合,有效改善了载荷分布。结论 揭示了隔振器刚度与安装系统动态响应的内在关联,为复杂载荷环境下APU安装系统的减振性能提升及工程应用提供了重要参考。
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  考虑挥-摆耦合的直升机平尾动载荷研究

  王召勇, 曾玖海

  装备环境工程. 2026, 23(9): 147-154. https://doi.org/10.7643/issn.1672-9242.2026.09.017

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  目的 采用多元线性回归及等效疲劳特性方法寻求直升机平尾动载荷规律。方法 基于平尾载荷及结构特征,设计载荷测试参数及数据采集桥路,开展地面试验,采取多元线性回归理论对其进行标定、解耦,获得满足工程使用的标定方程,并进一步获得典型飞行工况下直升机平尾载荷。采用等效疲劳特性方法对平尾挥舞、摆振动载荷进行分析,研究其变化规律。结果 根据直升机平尾主要载荷特征,设计了挥舞、摆振测试桥路,并基于多元线性回归方法对标定数据进行解耦,结果表明,标定方程误差大部分在5%以内。对典型状态实测数据的分析表明,平尾摆振动载荷相对较大,且与速度、操纵等关系密切。结论 直升机平尾动载荷受多种因素影响,导致其典型状态下相对挥舞动载荷占比超过45%,远远超过气动载荷所占比例,在后续疲劳设计时不可忽略。平尾动载荷和平飞速度有较为强烈的相关性,也和尾桨操纵有关系。