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。     

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.     

腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命的分析方法

依据海军现役飞机的腐蚀环境特点及结构件腐蚀损伤深度拟合规律，采用应力场强法和局部应力应变法分别对疲劳缺口系数Kf及疲劳寿命计算模型进行了分析，提出了一种腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命的评定方法。该方法以室温大气环境下的寿命评定结论为依据，考虑了结构件腐蚀损伤后潮湿空气、盐雾、盐雾＋SO2等环境介质对疲劳寿命的影响，并结合国产某型飞机机翼前梁缘条腐蚀损伤部位的疲劳寿命及剩余寿命估算实例进行了分析。     

现役飞机结构腐蚀疲劳及寿命研究

文章分析研究了在环境腐蚀介质中飞机的疲劳损伤特性和基本破坏失效模式,阐述了现役军用飞机地面停放使用环境谱的编制以及在腐蚀环境条件下飞机腐蚀疲劳寿命的估算方法,并对未来几年我军飞机结构的腐蚀疲劳研究的发展提出了一些看法。     

飞机结构疲劳/耐久性安全寿命延寿方法

针对目前飞机结构延寿工作中存在的问题,提出了一种飞机结构疲劳/耐久性安全寿命的延长方法——当量延寿法。阐明了当量延寿法的基本原理:将同种型号的机队飞机结构的试验数据和服役使用数据都当量为同一载荷环境下的当量使用数据,对当量使用数据进行数据融合及可靠性综合分析,进一步释放可靠性潜力,从而重新评定并延长机群飞机结构的疲劳/耐久性安全寿命(亦即放宽疲劳安全寿命的使用限制)。并在此基础上阐述了当量延寿法的基本流程。根据当量延寿法的基本原理和流程可在原新机给定的使用寿命指标的基础上重新确定并逐步延长同种型号的机群飞机结构的疲劳/耐久性安全寿命,放宽服役机群飞机的服役使用寿命限制。当量延寿法可为现役同种型号飞机的延寿工作提供理论基础。     

我校承担的民用新支线飞机疲劳寿命试验项目通过验收评审

2006年3月22日，我校首次承担的民用新支线飞机机身典型结构疲劳寿命试验项目顺利通过了验收评审。评审会由空天科学技术研究院副院长汪海教授主持，中国一航第一飞机设汁研究院副总设计师郑晓玲研究员担任验收评审组组长，来自中国一航一飞院和上海交通大学的22名专家和科研技术人员参加了会议。评审组对上海交通大学所做的“AIU21飞机长桁接头疲劳品质及长桁排水孔疲劳寿命试验”项目给予了高度评价，     

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。     

引进飞机环境腐蚀与使用期限探讨

通过对引进飞机的环境腐蚀性与使用期限关系问题的探讨，为确定环境对引进飞机关键部位腐蚀的规律，并最终重新评估引进飞机的使用期限——日历寿命，提出了研究的技术路线以及相应的方法和步骤。     

结构疲劳寿命可靠性的计算机模拟

以计算机模拟了结构疲劳破坏的全过程，并据此计算了疲劳可靠性寿命。在损伤 阶段用实测数据处理得到的 Ｈｕｓｔｏｎ－Ｓｋｏｐｉｎｓｋｉ曲线模拟实测的随机应力，并采用 Ｍｉｎｅｒ线性累积损伤理论模拟真实损伤过程。在裂纹扩展阶段，采用 Ｐａｒｉｓ公式模 拟在随机应力下裂纹扩展。对模拟结果用概率论方法处理得到了结构的疲劳可靠性 寿命。     

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。     

航空发动机主轴球轴承疲劳寿命估算

考虑到发动机在工作循环中主轴承受到变载荷的作用,给出了主轴承的等效当量径向负荷计算方法,并在对高速球轴承准动力学分析的基础上,建立了航空发动机主轴球轴承疲劳寿命的计算模型.     

民机结构设计中的系统工程问题

系统工程在高度集成的复杂民机产品的研制中已得到广泛应用。作为民机设计的重要组成部分,民机结构设计中如能引入系统工程过程和方法,必能有效促进民机结构设计工作的革新。民机结构设计的系统工程过程包括功能分析、需求分析、结构设计、零部件生产、部段和全机结构集成及试验试飞等过程。民机结构需求体系须按照结构设计层级进行制定,并依次进行需求确认和需求验证。民机结构设计相关的系统工程问题还包括接口管理、构型管理、技术风险管理等。     

某型飞机前起后接头连接区疲劳寿命分析

某型飞机前起落架后接头连接区为疲劳危险部位,必须准确地估计疲劳寿命。在对该连接件的有限元细节应力分析的基础上,计算应力集中系数Kt,用应力严重系数(SSF)法筛选该部件上的危险部位并且计算SSF。然后分别应用Miner损伤累积法则、修正Miner损伤累积法则计算出该部件的寿命。采用SSF和修正Miner损伤累积法则组合进行估算寿命精度较高。估算结果与试验结果吻合较好,为该型飞机的定寿提供了依据。     

疲劳裂纹的搅拌摩擦焊维修效果分析

飞机结构疲劳裂纹严重影响了飞机的安全性,为评估搅拌摩擦焊维修疲劳裂纹的效果,设计规划了壁板结构含裂纹损伤的静力、疲劳维修试验件以及相应的对比试验件,进行了标准的静力、疲劳以及裂纹扩展试验,并对试验结果进行概率分析,给出了搅拌摩擦焊维修后的静力承载性能恢复程度以及不同存活率下的裂纹扩展速率公式。结果表明,搅拌摩擦焊维修后力学性能优良,可以有效地延长结构的使用寿命,为工程应用提供技术参考。