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。     

截尾寿命试验的注记

本文对截尾寿命试验建立的理论依据作了论证.     

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。     

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。     

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。     

基于寿命期间数据的极大似然估计

产品的寿命期间是其实际寿命时间与一些未使用时间（比如贮存和运输时间）之和。对寿命期间数据，产品的实际寿命时间未能观测到，本文利用Ｍｏｎｔｅ Ｃａｒｌｏ ＥＭ算法与Ｉｍｐｏｒｔａｎｃｅ Ｓａｍｐｌｉｎｇ方法相结合，给出了产品的寿命时间分布参数以及未使用时间分布参数的极大似然估计，极大似然估计的方差的近似估计也很容易得到，最后还作了随机模拟和实例计算。     

恒定应力加速寿命试验数据缺失时的统计分析

试验数据缺失是加速寿命中经常遇到的情况，处理起来也较复杂，当产品寿命服从指数分布时，该文研究了恒定应力加速寿命试验中数据缺失时的统计分析方法，讨论了加速模型参数的极大似然估计（MLE）与线性估计（BLUE与ABLUE），证明了极大似然估计的存在性与唯一性，并对各种估计的优良性进行了模拟比较。     

有替换定时截尾寿命试验参数的极大似然估计

１样品似然及样本似然首先引入样品似然及样本似然的定义．各类型数据的样品似然定义如下：（１）实测值：设第ｉ个样品的寿命的实测值为ｙｉ,则其似然函数为Ｌｉ＝ｆ（ｙｉ;θ１,θ２,…,θｌ）．其中,ｆ是假定分布的概率密度函数,θ１,θ２,…,θｌ是待估参数...     

广义指数分布基于恒加寿命试验数据的统计分析

广义指数分布是比较新的一种寿命分布,首先提出广义指数分布场合下加速寿命试验的基本假定,进而对恒加试验进行极大似然估计,在此基础上作了相应的随机模拟研究,通过比较模拟结果得出相关结论.     

随机截尾指数寿命数据之参数θ的极大似然估计及其性质

针对随机载尾试验模型,导出了失效数据组的联合分布函数;在受试样本服从指数分布的条件下,获得了参数θ的极大似然估计及其性质,这是相对于定数截尾和定时截尾来说更具有一般意义的结果。     

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。     

基于测试剖面的软件可靠性测试数据生成技术

为了生成自动飞行控制系统软件可靠性测试数据，建立了软件可靠性的测试剖面、环境剖面等概念，提出了基于任务剖面的测试剖面生成技术和由测试剖面生成测试数据的方法，即将输入数据分为系统模式数据和环境数据，并在任务剖面下分别形成系统模式剖面和环境剖面，最后将两种剖面合成为测试剖面；将环境数据分解为控制分量和随机分量，再利用仿真的方法生成控制分量，从而生成复杂关联的测试用环境数据．通过对飞机执行任务的软件测试表明，所提方法能更为准确地描述软件的实际使用情况，其描述方式与硬件可靠性试验较为类似，可作软硬件系统综合的可靠性试验的基础．     

基于频率响应的纵向等效系统辨识方法

在对比分析三种等效系统方法的基础上，从中选择了效果较好的系统辨识方法。以某第三代战斗机的纵向模态特性为例进行了计算，验证了该方法的可行性。     

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。     

基于试飞数据的固定翼飞机盘旋性能仿真分析技术

针对飞行试验过程中的盘旋性能分析问题,提出一种以试飞数据为基础的盘旋性能仿真分析方法。首先依据拉依达准则识别试飞数据中的异常值,并根据提出的移动基准区间牛顿插值方法对异常值修正;然后建立飞机盘旋运动的动力学计算模型,采用欧拉角法通过坐标变换矩阵求解飞机盘旋动力学方程,计算结果应用中心插值算法进行平滑处理。最后基于某型固定翼飞机实际飞行试验中记录的试飞数据进行算例分析,依据能量机动理论绘制完整的盘旋性能飞行包线,将理论计算结果与仿真结果进行对比表明了所建模型与仿真分析方法的有效性与正确性,为飞机的反馈设计及飞行性能的改进提供方法及依据,在工程实际应用上具有一定的可行性。     

基于高斯噪声干扰下的神经网络数据处理及误差分析

首先对样本数据运用径向基函数的方法进行理想化插值处理,找到输入输出数据之间的函数关系t=h(x),在考虑高斯噪声干扰的情形下,构造新的能量函数,并使其收敛到稳定态,从而反推出精确插值函数t=y(x);由似然函数变形构造得到误差平方和函数E**作为误差分析函数,结果表明:E**的最小值点(或极小值点)即为似然函数的最大值点(或极大值点),所采用的噪声数据插值处理使得神经网络的整体误差最小。     

基于实测数据的机载波谱仪斑点噪声估算方法

针对斑点噪声和雷达响应函数影响波谱仪测浪结果的问题,基于机载波谱仪挂飞试验的实测数据,提出了一种斑点噪声估算方法.该方法采用最小二乘拟合高斯函数参数,估算斑点噪声和雷达响应函数.利用估算结果对海浪调制谱进行修正,分析斑点噪声和雷达响应函数对测浪结果的影响.结果表明,斑点噪声修正使有效波高值平均减小12%;雷达响应函数修正将使有效波高值平均减小2.9%,证明了斑点噪声修正对于估算波浪谱相关物理量的必要性和本文提出估算方法的有效性.      

基于数据融合的组合结构电流传感器研究

文章提出了一种基于数据融合的印刷电路板(Printed circuit board,PCB)空心线圈和LPCT的组合结构电流传感器。该结构具有并联的特点,从而达到改善系统测量精度的目的。同时由于采用了并联闭环结构,可大大提高系统的稳定性和可靠性。     

基于弯曲和径向疲劳试验的车轮仿真分析

车轮在设计完成后,需要进行弯曲和径向疲劳物理试验,检验是否满足疲劳寿命的要求。为解决这种开发模式周期长、成本高的问题,基于弯曲和径向疲劳物理试验的方法,使用Creo和Ansys Workbench软件对材质为A356、规格为16×7 J的某型铝合金车轮,建立三维模型和有限元模型。给出仿真流程和仿真思路,采取静态分析模拟动态分析的方式,预测车轮疲劳寿命和安全系数。仿真结果表明,两种试验仿真中最大应力出现的位置与物理试验的位置相一致,验证了有限元方法预估车轮寿命的有效性,从而可以根据分析结果对车轮进行优化设计。