基于DFR的战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法

战斗机疲劳关键部位日历寿命难题的核心在于缺少具有普适性的日历寿命设计方法。为此，首先基于战斗机飞行载荷特征，分情况讨论了地面停放、低空飞行、高空飞行时环境对战斗机结构疲劳性能的影响。其次基于腐蚀条件下战斗机结构耐久性设计DFR法及疲劳损伤累积理论，建立了战斗机结构日历寿命分析模型，并从服役环境、飞机类型、材料及结构的角度分析了日历寿命影响因素。然后基于此模型建立了战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法，并且通过与传统日历寿命评定技术的对比及某型战斗机外翼2墙日历寿命设计示例，阐明此法的可行性、适用性及优越性。     

基于幂函数模型的民机结构腐蚀扩展寿命评定方法研究

基于飞机结构腐蚀清除后测量获取的腐蚀深度,提出了飞机结构腐蚀扩展寿命的幂函数动态预测模型以及模型参数定义方法,确定了腐蚀条件下的飞机结构腐蚀扩展寿命评定指标,建立了基于运营状态下飞机结构腐蚀信息更新的民用飞机结构腐蚀扩展寿命评定方法。     

飞机结构日历寿命分析与评估技术研究

对目前国内外飞机结构考虑腐蚀环境影响的日历寿命评估方法的研究现状和发展动态进行了详细的论述，给出了国内外确定飞机结构日历寿命的各种思路和方法，可供飞机结构设计和分析人员参考和研究。     

HBM测量系统在航空航天中的应用

RUAG公司用HBM测量系统进行飞机全尺寸疲劳试验瑞士RUAG公司的研究人员对瑞士版F/A-18战斗机的加强结构进行了大规模的综合试验研究,以验证飞机结构是否能满足较高的要求,达到所需的5000个飞行小时的工作寿命。     

飞机结构关键危险部位加速腐蚀试验环境谱研究

 对在评定腐蚀条件下飞机结构的使用寿命（飞行小时数与服役日历年限）中具有关键意义的加速腐蚀试验环境谱进行了研究。在试验和分析基础上,提出了一种适用于战斗机关键危险部位的加速腐蚀试验环境谱,建立了疲劳寿命随加速腐蚀时间变化的关系式,用腐蚀程度对比方法确定了加速腐蚀环境谱与地面环境谱之间的当量关系,并已成功地应用于两种战斗机腐蚀条件下的使用寿命评定。     

1995年总目次

第1期由照片灰度复原物体几何形状 ——飞机机身照片的曲面复原研究机载设备的总体布局与结构设计飞机舵面缝隙设计及其光顾航空有机玻璃全紫外线加速老化方法初探电磁激励技术在飞机上的应用现代机载火控系统的综合测试支持环境结构连接件全寿命可靠性研究改善战斗机环境控制系统可靠性和维修性 的设计技术RCM研究与某歼击机维修大纲的编制科技档案与科技档案收集工作初探 第2期某系列飞机结构可靠性验证和寿命评估研 究某型飞机断裂谱的低载截除 ,沿海地区某型飞机结构腐蚀情况及分析关于系统稳定性的奈氏判据的新发展由灰度恢复物体外…     

先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述

轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。     

战斗机的发展对隐身与气动技术的需求

战斗机在现代战争中具有很重要的作用，为了在未来空战中获得主动权，各国都非常重视高性能战斗机的研制和发展，作者分析了战斗机及无人作战飞机的发展趋势，阐述了战斗机隐身性的作用及在飞机布局设计中采用的减缩措施，提出了新一代战斗机的阢身及气动力性能的指标和要求。     

战斗机全机疲劳试验技术发展概述

在战斗机的设计与研制过程中，结构强度始终是一个重点关注的问题。疲劳强度决定了飞机的安全性、耐久性和可靠性等重要指标。全机疲劳试验是验证飞机结构疲劳强度是否满足设计要求的重要手段。本文介绍了国内外全机疲劳试验技术的发展现状，综合分析了我国的全机疲劳试验技术；总结了新型战斗机全机疲劳试验技术成果，包含试验载荷谱、载荷边界模拟、动力系统、数据处理、损伤检测和监测等多个方面，并给出了全机疲劳试验技术的发展规划和建议。该研究可为其他飞机疲劳试验提供重要的技术支撑。     

安—24飞机延寿疲劳试验中裂纹临界长度和扩展寿命的计算

在飞机结构疲劳试验中,正确地给出裂纹的临界长度和扩展寿命是圆满完成疲劳试验,并保证损伤后的飞机能够通过剩余强度试验的关键环节。本文采用能量释放率法计算了安-24飞机延寿疲劳试验中主要裂纹的应力强度因子.并确定了临界长度和扩展寿命。这为适时结束安-24飞机疲劳试验,进行l审j余强度试验提供了理论分析依据,这里所给出的确定裂纹临界长度和扩展寿命的分析方法,对飞机结构疲劳试验和剩余强度试验有较高的参考价值;同时,这种分析方法对服役飞机出现裂纹后正确确定检测周期也具有一定参考价值。