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。     

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。     

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。     

双边截尾场合下BS疲劳寿命分布的参数估计

在双边定数截尾场合下,给出了Ｂｉｒｎｂａｕｍ －Ｓａｕｎｄｅｒｓ疲劳寿命分布的统计分析,给出了参数的拟最小二乘估计和近似极大似然估计,并用随机模拟方法比较极大似然估计、近似极大似然估计和拟最小二乘估计的偏性和均方误差．     

飞机结构寿命包线的建立

在分析现有飞机结构寿命指标及其确定方法的基础上,提出了飞机结构寿命包线的概念,给出了建立飞机结构寿命包线的方法,并绘制出了基于飞机结构总寿命以及首翻期／翻修间隔期的飞机结构寿命包线示意图。飞机结构寿命包线的建立将为进一步对飞机结构进行单机寿命（疲劳寿命与日历寿命）监控奠定基础。     

一种结构件疲劳安全寿命的估算方法

本文采用双参数威布尔分布,利用可靠性系数、置信系数来估算飞机结构件的疲劳安全寿命,物理意义明确,过程简单。估算飞机结构件的疲劳安全寿命,对于飞机的安全使用、维护具有重要的参考价值。     

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。     

高压断路器寿命可靠性判断法

针对在非完全寿命试验条件下判别高压断路器可靠性的方法,为进一步开展相关研究提供理论依据、促进高压电器行业的发展。结合高压断路器寿命分布实例,提出了建立高压断路器寿命可靠性判别模型的基本方法,并应用极大似然函数的数学方法对其进行分析和判别。通过对断路器寿命的均值和方差进行估计,判断出高压断路器首次故障时间。所建立的可靠性判别模型、判定方法及计算结果,对研究和评价高压断路器寿命可靠性等技术参数具有一定的理论价值和实际指导意义。     

三参数威布尔分布疲劳寿命分散系数确定方法

推导建立了疲劳寿命服从三参数威布尔分布情况下的最小、最大疲劳寿命分散系数求解方法,阐明了所提方法的计算推导过程.结合算例,阐述威布尔分布的三个参数对最小、最大疲劳寿命分散系数的影响.     

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。     

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。     

全机结构疲劳试验载荷优化技术模拟研究

在全机疲劳试验中,需要将模拟飞机数倍寿命内不同起落不同飞行状态的试验设计载荷转化为用一套加载设备连续施加的试验载荷。本文就此问题建立了试验载荷优化处理的数学模型,模型为多任务目标的非线性规划优化模型,优化模型的目标函数综合考虑了弯矩、剪力和扭矩误差,并引入加权系数,以期针对不同部件调节弯、剪、扭误差所占比重。模型用MATLAB的Fmincon函数求解。该方法简化了全机疲劳试验载荷优化处理,并已成功应用于某型飞机全机疲劳试验中。     

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。     

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.