飞机结构寿命包线的确定方法

在飞机结构寿命包线概念基础上,阐述了基准使用条件下由实验确定飞机结构寿命包线的基本方法及工程简化方法,进一步说明了在非基准使用条件下实验确定飞机结构寿命包线的基本方法及工程简化方法,为实现飞机结构单机寿命(疲劳寿命和日历寿命)监控奠定了基础。     

基于飞机结构寿命包线的飞机结构单机寿命监控

在分析基准使用条件下飞机结构寿命包线的基础上，给出飞机结构在非基准使用条件下的寿命包线的绘制方法，阐明了在非基准使用条件下对飞机结构进行单机寿命监控的原理与方法。最后以飞机首翻后进行第二次大修的大修间隔期监控为例进行了分析说明。     

飞机结构寿命控制中的几个基本问题

飞机的寿命主要是由飞机结构寿命确定的,飞机结构耐久性/安全寿命是飞机安全服役的基础条件。在深入分析设计/制造、服役/使用中各关键因素对结构寿命影响机理的基础上,重点研究了基于安全寿命包线的结构剩余寿命预测和扩展延寿技术,并对飞机结构寿命控制技术的研究范畴、服役使用计划调整方法等内容进行了阐述。应用飞机结构寿命控制技术可以实现飞机服役/使用寿命管理由传统的"固定消耗"模式向"主动控制"模式的转变。     

飞机安全服役包线的建立

针对提高飞机的服役安全性,提出了飞机设计安全性、飞机服役安全性和飞机安全服役包线的概念.分析了飞机安全服役包线的体系结构和内涵,初步建立了飞机安全服役包线,并探讨了飞机安全服役包线在保证飞机服役安全方面的应用.按照安全服役包线对飞机进行使用和管理,能够有效提高飞机的服役安全性.     

试验与服役数据融合的飞机结构安全寿命分析

针对飞机结构安全寿命分析中样本容量偏少的问题,综合考虑结构分散性和载荷分散性的飞机结构疲劳寿命是否服从对数正态分布或威布尔分布的情况,根据等损伤原理,将服役飞机实际飞行小时数等效转化为在同一试验载荷谱下的当量飞行小时数,以实现飞机结构试验疲劳寿命与服役使用数据的融合,采用随机右截尾情形下的极大似然估计方法估算疲劳寿命分布函数的参数,进行飞机结构安全寿命分析;最后以飞机结构疲劳寿命服从对数正态分布为例进行了算例分析,分析结果表明:在相同的可靠度和置信水平下,利用试验数据与服役使用数据融合方法可以显著增大样本容量,从而充分挖掘飞机结构可靠性的储备。     

基于响应面模型的结构疲劳寿命优化方法

针对基于疲劳寿命的结构优化耗时长的缺点,该文将抗疲劳设计方法和优化技术相结合,研究一种基于响应面模型的结构疲劳寿命优化方法.以飞机起落架为研究对象,采用动力学仿真获得子结构疲劳寿命分析的载荷谱.以拉丁超立方试验设计方法建立了疲劳寿命的二次响应面模型,实现了某型飞机起落架前撑杆结构疲劳寿命优化设计,使其疲劳寿命提高了5.4倍.优化结果验证了方法的有效性.     

多裂纹结构可靠性研究方法

多处损伤和广泛分布疲劳损伤是影响军用老化飞机结构完整性的主要因素之一.结构的可靠度是控制裂纹扩展的多维随机变量落在等寿命曲面(线)与坐标面(轴)围起的范围内的概率,即多维随机变量的概率密度函数在等寿命曲面(线)与坐标面(轴)围起的范围内的积分.针对较为简单的情况,建立了完全积分可靠性模型;针对复杂结构,但各条裂纹扩展特性相差不大的情况,建立了简化串联可靠性模型.考虑结构可靠性的粗略分析,给出了可靠度的上限值.结合多裂纹扩展随机模型给出了算例.     

随机激励下高压管道的疲劳寿命分析

应用功率谱密度(Power Spectral Density)法对随机基础激励下高压管道进行疲劳寿命分析．给出了在随机激励作用下结构的随机响应计算方法，由随机过程和Miner线性累积损伤理论，推导了功率谱密度法估算结构寿命的公式．在此基础之上，以一飞机高压管道结构为例，编写程序求解出其疲劳寿命值．算例表明，在某些结构的应力响应无法实测或难以实测到的情况下，采用功率谱密度法分析其疲劳寿命显得简洁有效．     

两级复合载荷下铝合金疲劳寿命预估

高低周或低高周复合载荷作用下的疲劳破坏广泛存在于飞机发动机等结构中。基于多机制损伤耦合模型,分别建立了高低周、低高周两级加载下金属疲劳寿命预估模型。通过LY12CZ铝合金两级加载疲劳试验对提出的低高周复合疲劳寿命预估模型进行了验证,并将其与Miner线性模型进行了对比。结果表明:提出的低高周复合疲劳寿命预估模型预测结果更为准确。     

飞机服役年限的确定

从我军一批退出现役飞机服役年限的统计资料入手,并借鉴外军几型飞机的使用情况,提出应均衡配置飞机自然寿命、技术寿命和经济寿命,合理确定飞机服役年限。并对经济寿命的延长,从数学上作了分析。指出：在机载设备更新换代速度远比飞机平台快的形势下,延长飞机服役年限是一条投入少效益高的装备建设之路。     

民用航空发动机限寿件适航符合性方法

 针对中国民用大涵道比涡扇发动机型号取证的需要,开展发动机限寿件适航符合性方法研究.分析欧美航空发动机限寿件适航要求的安全目标,对AC33.70-1和AMC515发动机限寿件定寿方面的适航符合性要求进行读解分析.以典型航空发动机为例,研究了限寿件的判定方法,分析发动机限寿件适航审定过程中的关键环节,从发动机载荷谱制定、材料性能数据、安全寿命制定3个方面给出航空发动机限寿件适航符合性验证的关键流程和方法.参考国外设计标准给出限寿件应力分析和试验方案设计流程,给出限寿件寿命散度系数的获取方法.本研究为编制航空发动机限寿件的适航指南提供参考依据.     

飞机机体疲劳定寿载荷计算

飞机机体的疲劳载荷对确定飞机的使用寿命有着非常重要的作用。给出一种计算飞机疲劳载荷的方法，并对某型飞机疲劳载荷进行了计算，收到较好效果。该方法是通过对数值模拟结果或测压实验结果进行积分获取飞机机体各部件的载荷分布和载荷作用点，并根据飞机的运动平衡方程进行载荷平衡修正以获得最终用于设计的疲劳载荷。     

一种老龄飞机疲劳（耐久性）延寿试验周期的确定方法

针对老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验中存在的问题,提出了一种老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验周期的确定方法。在3种不同情况下对延寿试验机疲劳(耐久性)试验载荷谱的选取进行了分析;根据服役飞机的实际飞行情况,按等损伤原则对服役飞机的总当量飞行小时数进行了计算;以飞机疲劳寿命母体分布为基础,通过数值仿真方法对老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命疲劳分散系数进行了分析,并确定了老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验周期;最后通过算例分析证明了方法的可行性。     

高超声速飞行器机翼关键部件损伤特性研究

为有效预防机翼关键部件损伤对飞行安全的影响, 分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞 行器飞行动态对损伤的影响。 通过建立高超声速飞行器机翼材料的损伤动力学模型以及对机翼翼梁根部载荷 应力分析, 依次分析了飞行器飞行高度、 速度、 迎角以及副翼偏转角等变量对机翼关键部件损伤特性的影响, 以确定影响损伤的关键变量。 分析仿真结果表明, 相对于其他变量, 飞行器迎角对机翼关键部件损伤的影响最 大。 从保证飞行器安全和延长寿命的角度分析, 应尽量限制飞行器的迎角。 从而为减损控制系统设计奠定基 础, 并为提高飞行器结构的可靠性和延长飞行器寿命提供参考。     

飞机结构效能的综合设计

依据武器系统效能的定义对飞机结构效能进行了定义,并分析了影响因素及相互关系。在此基础上,选定了飞机结构的效能模型,对飞机结构效能综合设计的内涵进行了分析,简述了飞机结构可用性设计、可信性设计、固有能力设计及效费综合特性设计的基本内容。     

基于B767HPC非计划拆换分析及维护对策

针对B767飞机高压级控制器在日常运行中已发生多次非计划拆换及航材缺乏的问题，以可靠性管理为中心的维修思想，通过处理相应的故障数据，建立寿命、航材量等模型，提出相对合理维修方案、维修周期以及航材的库存量，以达到降低发生故障概率，提高飞机安全性能的目的。经分析处理后，初步估算出波音767飞机高压级控制器的使用寿命、送修情况等相关信息，并对维修方案进行优化。     

军用飞机结构作战完整性的基本内涵与评估

传统的飞机结构完整性概念是从飞机正常使用的角度逐步发展起来的。对于军用飞机,其根本职能是作战使用,传统的结构完整性概念存在一定的局限性,不适用于军用飞机的作战阶段。通过对已有的飞机结构完整性概念的扩展和深化,提出了军用飞机作战完整性、修复性和结构作战完整性等基本概念,阐述了军用飞机结构作战完整性的基本内涵,并对军用飞机结构作战完整性的评估方法以及评估中涉及到的试验方法进行了探讨。