腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法研究

提出了考虑腐蚀环境影响的民机结构疲劳寿命评定方法.根据腐蚀条件下民机结构使用特点,将其使用过程简化为独立的地面停放与空中环境预腐蚀和空中腐蚀疲劳过程,综合考虑上述影响因素,建立腐蚀影响系数曲线,采用疲劳损伤当量折算方法,对一般环境下的疲劳寿命结论进行修正,可以有效地进行腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定.     

腐蚀条件下疲劳寿命评定的名义应力法

提出了腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定的名义应力法.以地面停放腐蚀影响系数C-T曲线为基础,通过计算反推建立飞机结构疲劳关键危险部位对应不同地面停放时间的p-S-N曲线族,应用线性累积损伤(Miner)理论估算飞机结构在使用环境谱载下的疲劳安全寿命;考虑空中腐蚀疲劳影响对疲劳安全寿命加以修正.该方法为腐蚀条件下飞机结构寿命的评定提供了有效可行的技术途径,具有重要的工程应用价值.     

一种考虑腐蚀影响的飞机结构疲劳试验方法

考虑腐蚀环境的影响,提出了一种关于飞机结构在一般环境下的疲劳试验方法.该方法综合考虑地面停放预腐蚀和空中腐蚀疲劳对结构疲劳寿命的影响,由腐蚀环境下结构设计疲劳寿命要求和年平均飞行小时数反推出一般环境下的疲劳寿命指标,从而确定结构疲劳试验目标寿命,为结构疲劳试验提供指导,具有重要的工程实用价值.     

民机结构腐蚀条件下疲劳寿命评定与试验验证

针对民机结构典型疲劳关键部位——机翼弦向对接部位,进行了腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法合理性的试验验证,评定了该部位腐蚀条件下疲劳寿命.通过关键部位细节模拟试件加速预腐蚀及随后的一般环境下疲劳试验,测定了预腐蚀影响系数曲线;通过腐蚀疲劳试验测定了腐蚀疲劳影响系数;通过关键部位大型结构模拟试件预腐蚀-腐蚀疲劳交替验证试验,测定了典型使用情况下的腐蚀综合修正系数,同时用腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法针对交替试验情况进行了评定,结果对比表明该评定方法是合理、可行的.并给出了机翼弦向对接部位典型使用情况下的疲劳寿命评定结论.      

腐蚀条件下机翼主梁的疲劳寿命修正系数

针对歼击机主要疲劳关键件——机翼主梁,采用模拟试件进行加速试验环境谱下相当于地面停放不同年限的预腐蚀及谱载下疲劳试验,获得地面停放腐蚀影响系数C随地面停放年限T的变化曲线;由构成空中局部环境谱的各单一介质对谱载下寿命的影响试验,按百分比加权组合的方法获得空中腐蚀疲劳影响系数K.综合考虑C-T曲线与K,计算出不同无腐蚀条件下寿命和飞机年飞行小时数的组合所对应的腐蚀条件下机翼主梁疲劳寿命修正系数.为修正无腐蚀条件下寿命,从而评定腐蚀条件下机翼主梁寿命奠定了基础.     

DFR腐蚀影响系数及其试验测定

为使腐蚀环境下民机结构疲劳分析的细节疲劳额定值(DFR)方法具有更广泛适用性,对DFR腐蚀影响系数与腐蚀环境的关系进行了研究,将DFR的腐蚀影响系数分解为地面停放腐蚀影响系数和空中腐蚀疲劳影响系数,建立了地面停放腐蚀影响系数与地面停放腐蚀时间的关系,以及空中复杂综合环境腐蚀疲劳影响系数与单一介质环境腐蚀影响系数的关系.通过试验测定了各种典型情况的DFR腐蚀影响系数,试验结果说明DFR腐蚀影响系数随着地面停放腐蚀时间的增加和环境腐蚀性的增强而降低,腐蚀疲劳的影响较停放腐蚀的影响更严重.分析实例具体说明了腐蚀条件下DFR方法的具体步骤和所需数据,并体现出疲劳分析中计及腐蚀影响的必要性.      

基于Weibull分布的疲劳加速腐蚀因子分析

考虑预腐蚀对飞机结构疲劳寿命的影响,建立了疲劳寿命服从Weibull分布的 加速腐蚀因子确定方法.假设预腐蚀疲劳寿命服从Weibull分布,特征寿命随时间呈指数规 律变化,推导得到了以疲劳寿命为腐蚀量的加速腐蚀因子表达式,以及在工程常用的时间范 围内加速腐蚀因子与腐蚀时间无关的结论;进行了相关参数估计,建立了加速腐蚀 因子的估计方法,得到了加速腐蚀因子估计量的近似分布,对其进行了统计分析.      

基于寿命包线的飞机典型搭接结构腐蚀疲劳寿命预测

针对飞机在腐蚀环境下服役的寿命预测问题,开展了某型飞机机身壁板搭接结构的腐蚀-疲劳交替试验。基于试验结果和飞机结构寿命包线理论体系,建立了该型飞机机身壁板搭接结构在不同服役地区、不同飞行强度下的寿命包线,并基于寿命包线对其剩余寿命进行了预测。通过开展验证试验,将试验结果与计算结果进行对比,发现预测误差为17.4%。说明结构寿命包线是飞机典型搭接结构寿命预测的有力工具,其预测结果是飞机服役过程中检修周期及寿命管理的一项重要参考依据。     

腐蚀条件下飞机结构使用寿命监控

提出了一种腐蚀条件下飞机结构使用寿命监控的方法,以一般环境下疲劳定寿结论和预期日历寿命指标为前提,考虑地面停放预腐蚀和空中腐蚀疲劳的影响,综合腐蚀条件下疲劳寿命监控和日历寿命指标控制,通过建立监控目标函数,对飞机结构的首翻、大修和总寿命进行监控,保证飞机的合理使用和适时大修,并考虑了飞机在服役过程中转场情况.给出了一个计算实例.     

腐蚀环境下的随机耐久性分析方法

为了对恶劣环境下工作的飞机结构进行耐久性分析,建立了腐蚀环境下的随机耐久性分析方法.假设地面停放预腐蚀和空中飞行腐蚀疲劳相互独立,腐蚀环境下的结构疲劳质量服从威布尔分布,采用对数正态随机变量模型描述裂纹扩展过程,得到了裂纹超越概率的表达式.通过与一般环境下和腐蚀环境下的概率断裂力学方法的对比,证实方法更接近于飞机结构的真实使用情况,可以用于腐蚀环境下工作的飞机结构的耐久性评定.     

试验测定DFR的升降法方法

提出了试验测定结构件细节疲劳额定值(DFR)的升降法方法,可以充分估计并节约总试验时间.通过数值模拟比较了升降法数据处理的半子样极大似然法和马尔可夫方法.为满足可靠度要求,对半子样极大似然法估计的疲劳强度标准差进行了修正,并给出了保证95％可靠度的疲劳强度的置信度要求的最少试件数.最后给出了升降法确定DFR的表达式.      

一种多钉铆接连接件的疲劳寿命分析方法

针对目前对多钉铆接连接件进行疲劳寿命分析时的可行性不高、计算量较大等问题,提出一种更加有效可靠的预测多钉铆接连接件的疲劳寿命的方法。对多钉铆接连接件进行疲劳寿命分析时,先对压铆铆接过程进行了显示动力学分析,获得铆接后的钉、孔变形形式和干涉量,并编写了APDL子程序用于各种形式试件的铆接过程分析。用紧固件的载荷-位移曲线进行细节应力分析。基于三维弹塑性有限元法建立铆接连接件的载荷-位移计算方法,并通过与试验结果对比,说明用本文方法获取载荷-位移曲线的可靠性。在ANSYS中建立钉单元,并实现参数化建模进行钉载计算。使用应力严重系数法估算连接件疲劳寿命。开展典型航空铆接连接件疲劳试验,计算结果与试验结果一致性较好,说明计算方法的可行性。      

基于奇异谱分析的空间环境数据插补方法

空间环境数据具有典型的非线性、非平稳特征,并经常包含有缺失数据,给预报模型的建立、预测以及物理过程的分析带来了一定的困难。为了实现对缺失数据的插补,基于奇异谱分析(SSA)迭代插补的思想,设计了一种能够适用于不同缺失数据分布的插补方案。该方案提取出原始时间序列中缺失数据分布数组,利用缺失数据分布数组生成交叉验证所用的测试数据集,并利用离散粒子群优化算法寻找SSA的2个关键性参数,即嵌入窗口长度和主成分个数。通过不同太阳活动年份实际观测的太阳风参数、地磁指数等实例验证了算法的有效性。      

用频装备带内多频电磁辐射阻塞干扰效应预测方法

为解决用频装备复杂电磁环境效应准确评估的技术难题,从电磁辐射信号耦合传输的基本理论出发,推导揭示了射频前端线性不良和动态范围不足分别是导致用频装备电磁辐射效应对带内多频电磁辐射干扰场强有效值、幅值敏感的本质原因。在此基础上建立了2类用频装备的带内多频连续波电磁辐射效应模型,提出了通过正弦调幅波(调制深度100%)、单频连续波电磁辐射临界干扰场强有效值之比(E_ame/E_sine)确定受试装备电磁辐射敏感类型的方法。E_ame/E_sine>0.9时,受试装备对干扰场强有效值敏感,0.612 < E_ame/E_sine < 0.9时,受试装备对干扰场强幅值敏感。通信电台带内双频、三频电磁辐射效应试验验证表明:所提建模预测方法的误差小于10%,能够有效预测用频装备带内多频连续波电磁辐射效应。      

基于EEG的脑力疲劳特征研究

模拟飞行员在飞行过程中监视仪表信息的过程,分析脑电（EEG）随脑力疲劳变化的特点及规律,从而为后期对抗脑力疲劳提供科学根据。通过设计2级不同难度的视觉监控任务分别诱发脑力疲劳,采用多种方法相结合进行研究,比较EEG参数（δ、θ、α、β、（α+θ）/β、α/β、（α+θ）/（α+β）和 θ/β）在任务前后的变化情况。结果表明:从正常到疲劳状态,额区、中央区、顶区和枕区的α波相对能量显著增加（P < 0.05）;前额区、侧额区、后颞区以及枕区的β波相对能量显著降低（P < 0.05）;δ波和θ波相对能量变化未达到显著性差异（均有P > 0.05）;参数（α+θ）/β、α/β、（α+θ）/（α+β）和θ/β在除颞区外的各脑区都显著增大（P < 0.05）;在颞区,只有α/β在疲劳前后增加明显（P < 0.05）;与较高难度的任务比较,低难度任务中的各EEG参数变化较为明显。因此,除δ波和θ波以外的其他特征参数被证实在特定的脑区域可以作为衡量脑力疲劳的潜在指标,同时可以验证适当地增加任务难度可以在某种程度上对抗脑力疲劳的产生。      

不确定条件下航空不安全事件灵敏度分析的Monte-Carlo方法

为解决不确定条件下航空不安全事件灵敏度分析的难题,基于Bow-tie模型提出了多模式下航空安全性指标及其灵敏度测度,以轮胎爆破事件为例,采用Monte-Carlo方法计算得到安全性指标、基本事件的全局灵敏度及其分布参数的局部灵敏度。根据轮胎爆破事件仿真结果,两类灵敏度指标均随着飞行时间的增加而发生变化,尤其是在500~600 h时变化最为显著,但灵敏度重要性排序保持不变;基本事件类型是影响灵敏度的一个主要因素,电子类基本事件灵敏度测度远远小于机械类基本事件;同类型基本事件中,平均故障间隔时间不是主导因素,灵敏度大小还与失效传递的逻辑关系密切相关。算例结果表明:航空安全水平随着飞行时间逐步下降,应重点关注飞行时间为500~600 h时航空组件失效导致事故发生的可能性;航空组件的灵敏度重要性不会随着飞行时间变化,提高灵敏度较高的基本事件的可靠性水平是防范航空事故的关键。      

旋转大气下火星探测器轨道捕获

针对大气辅助捕获下多次穿越的方式,分别建立探测器气动捕获段在静止大气和旋转大气模型下的轨道动力学方程并进行相应的动力学仿真,分析旋转大气对轨道捕获的影响.根据仿真结果,给出了在两种大气模型下完成目标捕获时,任务耗时以及探测器所受的热量、过载情况,通过给定不同目标轨道近火点高度,得出两种大气模型下卫星轨道的轨道参数变化形式.结论表明:当目标轨道近火点高度较低时,旋转大气对探测器轨道参数的变化形式影响较大,应该考虑旋转大气的影响.