飞机长寿命设计与评定技术研究

简述了某型教练机长寿命设计与评定技术。在设计各阶段对飞机结构进行抗疲劳耐久性细节设计与研究,严格控制结构设计细节;在寿命评定阶段通过载荷谱飞行实测而编制出真实可靠的载荷谱,进行疲劳/损伤容限分析、全尺寸疲劳/损伤容限试验,验证了某型教练机达到了8000飞行小时的寿命指标。所取得的技术成果,为今后的长寿命飞机研制提供了技术支持。     

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。     

小鹰-500飞机疲劳试验载荷谱的编制方法

针对小鹰500飞机的设计和使用特点，选用了FAA推荐的通用飞机实测载荷谱数据，按照民机的TWIST编谱原则编制出用重心过载表示的“飞-续-飞”随机疲劳试验载荷谱，用于小鹰-500飞机机翼疲劳试验，并参照国外文献中有关尾翼载荷谱的保守处理方法，采用了从重心载荷谱计算出配套平衡的平尾机动载荷，将其幅值放大1.2倍和频次放大3倍的做法，编制出了平尾疲劳试验载荷谱。     

飞机复合材料结构疲劳试验载荷谱简化方法的试验研究

给出了飞机复合材料结构强度验证试验载荷谱的简化方法。该方法基于Ｓ－Ｎ曲线和等寿命曲线的线性假设及寿命估算的损伤累积模型，通过原谱和简化谱试验的对比分析，对该简化方法进行了验证。     

载荷谱实测机翼地面标定技术浅论

就飞机载荷谱实测机翼地面标定的原理、标定方法及标定数据处理进行了较详尽的阐述。对飞机载荷谱实测的前期工作有较强的指导意义。     

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。     

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。     

一种基于RIA结构的飞机载荷谱数据库系统设计方法

 针对基于Web方式处理飞机载荷谱实测数据及载荷谱编制过程中结构化和非结构化数据共存、客户端实测数据处理能力弱和大量网络数据传输量等问题,提出了基于富互联网应用程序(RIA)体系的数据层、业务逻辑层、表示层和客户端软件层的4层结构资源管理模型,利用ASP.NET技术构建飞机载荷谱数据库系统,客户端软件层通过自定义协议向服务器发送请求并获取处理实测数据,构成了富客户端,增强了客户端浏览器对试验数据的处理能力,使飞机载荷谱实测数据管理与处理方式由单主机方式或基于局域网共享方式转变为基于Web方式的实测数据和相关资源的管理与共享,为飞机机构定寿、延寿和设计工作提供科学依据。     

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。     

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。     

某型飞机后机身尾翼组合体疲劳试验随机加载谱的自动生成

 介绍了某型飞机随机载荷谱疲劳试验所采用的载荷值计算模型与算法、随机载荷状态序列与飞行顺序的生成方法、按照关键通道载荷变化量配置加载时间的方法，通过编程实现了复杂随机加载谱的自动生成以及加载时间的合理配置，提高了随机载荷谱计算的自动化程度，也提高了试验的稳定度与加载速度，为改进随机谱疲劳试验的应用技术做出了有益的尝试。     

关于军用飞机服役日历年限评定用的当量环境谱

探讨了按损伤等效原则,将典型服役环境区设计使用环境谱,转换为当量环境谱的编制要求和方法;给出了可供元件与模拟件开展加速疲劳试验选用的当量环境谱,可供新型军用飞机结构开展服役日历年限评定使用。     

雨流-回线法及二维疲劳载荷分布假设检验

提出对实测载荷谱进行计数处理的雨流-回线法,使用该法能够简便地将实测载荷谱分离出独立的完整应力循环 ;并提出了二维疲劳载荷分布假设检验及其参数估计方法。最后,给出了应用实例     

用剩余疲劳损伤强度理论给直升机传动系统定寿的方法

根据直升机传动系统定寿工作的特点,提出了应用剩余疲劳损伤强度理论确定在未知载荷谱下工作的直升机传动系统零部件的可靠疲劳寿命的方法。     

Simplification approaches for multi-level load spectra by using equivalent damage rule

Reasonable and effective fatigue load spectrum is key of aircraft structural fatigue test. Two kinds of load spectra simplification approaches based on statistical consistent fatigue damage model are proposed in the paper. One method is to simplify the original multi-level load spectra to spectral load with fewer level and was verified by the experimental data of five levels and seven levels load spectra. The equivalent damage here is not equivalent fatigue life, but equivalent number of spectral blocks. Moreover, it was proved that a section of low stress load cannot be converted into the highest stress load considering equivalent damage. The other is to convert the life distribution under multi-level load spectra into that of constant amplitude spectrum according to a certain principle, that is, equivalent damage is achieved through equivalent fatigue life, and two groups of three levels spectral data were used for experimental verification. The results show that equivalent damage simplification approach of multi-level load spectra is feasible, and it achieve that the damage of one loading block before and after the simplification is equal in probability statistics. The life distribution of load simplified as constant amplitude spectrum is consistent with test data. The simplification method presented in this paper can be generalized and is a predictive engineering method which does not depend on experimental data.     

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。     

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。