飞机服役环境当量加速腐蚀折算方法研究

文中依据飞机服役机场地面环境谱与腐蚀损伤等当量原则,建立了环境加速腐蚀当量折算关系,给出了飞机结构主要高强度铝合金材料的当量折算系数α及HR-α、T-α曲线。依据建立的当量折算关系编制的加速环境谱,对飞机铝合金构件进行加速腐蚀试验研究,得到了温度(T)、相对湿度(RH)对环境当量折算系数的影响规律,为飞机结构防腐控制及日历寿命研究提供了工程技术依据。     

飞机结构疲劳加速谱编制及损伤概率分布

 将实测载荷谱对飞机结构造成的损伤量作为随机变量，进行统计分析，确定出满足高置信度的中值原始载荷谱，然后，根据损伤等效原理，编制飞机结构加速试验谱。此加速试验谱保持与原始实测谱主波型态和载荷序列不变，只对二级波进行等损伤折算，它只有原谱的1/5左右。     

飞机疲劳载荷谱代表起落选取方法研究

 飞机中值载荷谱编制用100个左右实测飞行起落小子样反映机队飞机使用情况，用结构当量寿命子样中值作为代表起落选取指标，用实测飞行小子样作为任务剖面代表起落选取基准。本文提出在用实测飞行准确测量结构飞行载荷的基础上，用累积损伤子样平均值作为选取代表起落的指标，用机队飞机外场实际使用飞行数据大子样作为代表起落选取的基准。分析和对比实验结果都表明，用本文方法选取代表起落编制的飞机疲劳载荷谱能真实反映机队飞机的平均使用情况。     

某型飞机全机主操纵系统实测谱编制问题探讨

针对在某型飞机全机主操纵系统实测谱编制过程中所遇到的飞行起落数据选取、编谱方法确定、数据处理及计数方法、刹车操纵频次及复合操纵频次确定等实际问题进行了总结和探讨，并对其实测谱最终编制方法及结果形式进行了描述。     

某机地面实测载荷谱编制方法研究

结合某机全机载荷谱实测工作，主要从地面实测载荷谱编制的角度论述了地面载荷实测数据的处理、过载谱的编制以及与编谱相关的飞机参数的确定等。     

编制飞-续-飞谱的倒雨流计数技术

 介绍了编制飞－续－飞谱的一种技术，它是雨流计数的逆过程，包括修正雨流计数法和整循环随机插入法。除了有雨流法的优点外，它还能确保每个循环的峰谷或谷峰顺序信息。对于飞机疲劳问题3个主要环节：载荷的统计计数、编谱、损伤计算都用相同的雨流计数法，这些无疑会提高疲劳试验和寿命计算的精度，并使计数和编谱规范化。试验结果表明：这种方法编出的谱的疲劳寿命与基准谱最接近。     

用定型试飞数据编制战斗机载荷谱

利用飞机定型试飞实测数据编制飞机载荷谱是一种新的编谱途径。简述了这种方法的合理性、可能性、技术关键及解决方法。提出了载荷谱起落形成的原则及方法,数据收集应注意的事项,数据的预处理及数据处理方法。最后以我国自行设计及研制的某战斗机为例,详细说明了定型试飞阶段载荷谱的编制过程及方法。     

三维等损伤环境谱的编制原理和方法

研究给出了一种真实使用环境的温度、湿度和时间三维日历寿命定寿谱。它包含:使用环境的原始参数的实测和统计,参数合并和等腐蚀损伤折算,使用环境下的3个参数任意组合的三维谱编制。该三维谱可根据日历寿命计算或试验需要,编制成多级温度和多级湿度谱,也可编制成一级温度和一级湿度谱。从理论上讲,由于这些不同的谱具有相同损伤,因此最终计算和试验给出的日历寿命相等,从而可消除腐蚀领域的"当量折算"这个不准确环节,使日历寿命确定更加可靠。     

疲劳分散系数的分类及其取值

本文提出疲劳分散系数可以分为疲劳试验用的分散系数和理论计算用的分散系数。其中每一种又可分为裂纹形成寿命的分散系数和裂纹扩展寿命的分散系数。 本文还对各类分散系数的取值进行了研究,并给出了它们的具体数值。本文同时还对各国所用分散系数的计算公式和取值差别进行了评述。     

民用飞机地面转弯时重心侧向过载系数的分析与研究

对民用飞机地面疲劳载荷进行计算分析,对于结构减重和保证飞行安全具有至关重要的作用。根据民用飞机地面转弯时的受载情况,重点分析地面转弯速度与转弯半径的变化关系,并基于现有的地面转弯侧向载荷谱,确定民用飞机地面转弯时的重心侧向过载系数的取值范围。通过对比国外机型的实测数据,给出进行疲劳当量分析时,地面转弯时的侧向过载系数的建议值。     

寿命系数定寿的原理和方法

通过对疲劳载荷谱损伤值的研究,发现金属材料的疲劳寿命与疲劳试验载荷谱损伤值成线性关系,即金属材料的疲劳寿命随疲劳试验载荷谱的轻重成线性关系。由此规律推导出寿命系数,通过寿命系数可以降低全尺构件的疲劳试验时间。根据已有的疲劳试验数据研究的寿命系数值显示,在平均谱(疲劳损伤值为50%)基础上加重至58.33%损伤谱可降低全尺寸疲劳试验时间11%,75%损伤谱可降低36%,91.5%损伤谱可降低51%。由此得出:为了减少全尺疲劳试验时间,可以用加重载荷谱进行全尺寸疲劳试验,获得重谱下的寿命,再利用样件的寿命系数将其还原到平均谱下的平均寿命,然后用规范规定的疲劳分散系数除以平均寿命,给出使用寿命。这样既实现了减少疲劳试验时间的目的,又不违背规范规定的疲劳分散数值,使飞机定寿既经济又可靠。     

结构和载荷谱分散性分离的疲劳寿命可靠性

机群疲劳寿命的分散包含了结构和载荷谱的分散性,为进行安全寿命的精细分析,将结构和载荷谱的分散性进行了分离。假定指定载荷谱下的疲劳寿命和指定结构下载荷谱分散均用对数正态分布描述,按条件概率模型推导得到了将载荷谱和结构分散性综合后的机群结构疲劳寿命的精确分布,其数学期望与指定结构下考虑载荷谱分散的数学期望相同,方差为载荷谱和结构分散的方差和。从而可以采用反映载荷严重使用情况的载荷谱和仅考虑结构分散性的小分散系数确定结构的安全寿命,并讨论了给定的可靠度指标下,严重谱的严重程度要求以及给定的严重谱下的结构寿命可靠度。     

基于概率的航空发动机飞行换算率改进算法

针对斯贝MK202发动机应力标准对零部件工作寿命评定中未包含各种随机因素的影响,考虑零部件疲劳性能参数的分散性和发动机整机载荷谱的随机性,将实测数据统计分析、零部件应力有限元分析以及蒙特卡罗模拟分析有机结合,提出了基于概率的航空发动机飞行换算率改进算法,以解释航空发动机零部件实际工作寿命存在的差异.经范例验证表明:确定性寿命评定方法的飞行换算率计算结果与改进算法下的平均值相当;对于单次飞行换算率,改进算法的单次飞行换算率平均值比确定性方法的计算结果小2%;对于综合飞行换算率,改进算法的综合飞行换算率平均值比确定性方法的结果小1%;且在改进算法下单次飞行换算率和综合飞行换算率服从正态分布.     

基于频率雨流计数法的发动机振动疲劳载荷谱编制

传统雨流计数法适用于常规疲劳载荷计算,不能保留振动疲劳的频率信息,但是频率对于振动疲劳十分重要,因此在传统雨流计数法的基础上提出一种频率雨流计数法。以某型号发动机试车振动加速信号为例,采用振动疲劳载荷谱的编制方法,编制振动信号功率谱、载荷 - 频次载荷谱、振动疲劳载荷谱,对频率雨流计数法进行验证。结果表明:采用本文方法编制的载荷谱能够反映发动机实际工作载荷,满足实验室疲劳试验载荷谱要求。     

飞机高置信度中值随机疲劳载荷谱的编制原理

借助于当量寿命概率分布,在满足高置信度 ( 90 %以上 )条件下,提出了中值随机疲劳载荷谱的编制原理。中值随机疲劳载荷谱与确定飞机使用寿命的分散系数法相关一致,能够真实地展现结构在实际工作中的自然形态载荷-时间历程,保持了载荷-时间和各个状态参数的一一对应关系。进行疲劳试验时,能够真实地再现结构关键部位疲劳损伤依赖于时间的裂纹萌生、裂纹扩展和断裂的全过程。     

LY12CZ铝合金腐蚀疲劳影响系数（CFIC）规律研究

文章利用预腐蚀后的LY12CZ试件,进行了随机谱和等幅谱加载的疲劳及腐蚀疲劳试验,分析了预腐蚀年限和载荷谱对腐蚀疲劳影响系数的影响。试验结果表明：①腐蚀疲劳影响系数与预腐蚀年限呈递增趋势且当预腐蚀到一定程度时腐蚀疲劳影响系数趋近于1,这意味着在飞机日历寿命的中后期可以不考虑腐蚀疲劳的作用;②腐蚀疲劳影响系数与载荷谱呈现...     

疲劳开裂结构等效分析谱构造方法

为了解决外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题,提出了一种适用于飞机外场疲劳开裂结构的等效分析谱构造方法。该方法以细节疲劳额定值(DFR)法和结构细节有限元分析为基础,构建地—空—地最大应力与结构疲劳寿命的变化曲线,进而通过寿命反推,获取适用的地—空—地损伤比,以此构建等效分析谱,谱型为等幅谱。通过应用实例,将该方法构造的载荷谱与实测谱进行了对比,确认了该方法的正确性和有效性。     

飞机载荷谱编制的新方法研究

通过对国内外飞机平均载荷谱编制方法的研究,首先指出现有编谱方法存在的问题,最后给出一种以代表每种实测科目的中值寿命（或损伤）的起落进行编谱的新方法。按这种新方法编谱,可以保持实际飞行科目各动作间的真实先后顺序和各动作的真实载荷状态（载荷大小和作用位置,下同）,可以真实地反映出载荷作用顺序和真实载荷状态对寿命的影响,因此可以提高定寿的可靠性。本方法还可以大大简化编谱中的计数和计算,从而可以减少编谱的工作量,提高工作效率。     

飞机载荷/环境谱编制研究及应用

阐明了编制恰当的载荷/环境谱是飞机结构疲劳、损伤容限和耐久性设计或现有机种寿命评定中的首要工作,它对后续的分析和试验工作的成败、经费、工作量和时间都有重大的影响。介绍了根据不同的工作任务和技术要求,有多种形式的载荷/环境谱及相应的编谱方法,主要对载荷/环境谱的编制技术进行了研究,提出了具有指导意义的一般性方法,最后给出了某型飞机的载荷环境谱。     

在航空载荷谱作用下2024铝合金的疲劳行为

研究了在航空载荷谱TWIST作用下2024铝合金的疲劳特性。对航空载荷谱进行简化处理,对比分析了理论推导、MATLAB程序模拟和疲劳试验给出的飞机疲劳寿命预测值,并微观观察疲劳失效断口特征,分析了失效机理。结果表明：理论推导、程序模拟和疲劳试验得到的疲劳寿命预测值分别为163800,158280和134249次飞行循环;程序模拟得到飞机巡航过程中实际阵风载荷和忽略极小波动载荷的疲劳寿命预测值分别为92314和92321次飞行循环;观察疲劳断口可以发现裂纹萌生形核起源于试验件近表面,疲劳裂纹的扩展以沿晶和穿晶两种方式进行,有明显的疲劳条带,在瞬时断裂区呈现韧窝形貌。