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。     

铝合金腐蚀疲劳机理与腐蚀疲劳寿命分析方法综述

概括了影响高强度铝合金腐蚀疲劳的环境与力学因素，阐述了铝合金腐蚀疲劳裂纹形成与扩展的机理，介绍了结构腐蚀疲劳裂纹形成与扩展寿命的分析方法，为腐蚀环境下飞机铝合金结构的抗疲劳设计、耐久性与损伤容限评估提供参考。     

国外航空疲劳研究现状及展望

航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法及工具、全尺寸结构疲劳试验技术、结构健康监测技术、老龄飞机延寿技术等五个方面阐述了航空疲劳工程领域的重大研究进展及方向。考虑目前航空疲劳工程中的问题及未来航空器的发展方向,从航空疲劳评定基础问题、长寿命设计应用问题、试验评估及数字化新技术等方面指出航空疲劳研究所面临的挑战,以满足现代飞机长寿命、轻质和高可靠性设计要求,为航空疲劳未来发展提供技术参考。     

某系列飞机结构可靠性验证和寿命评估研究

本文简要介绍了某系列飞机结构可靠性验证和寿命评估的方法和结果。包括疲劳载荷谱、疲劳／耐久性和损伤容限分析、全尺寸结构疲劳试验、结构细胞调节改进及使用寿命的可靠性保障体系。实践表明，该项研究不但大大的提高了飞机机队的安全性，是具有显著的经济效益。     

飞机结构数字孪生关键建模仿真技术

飞机结构安全性设计思想经历了从静强度设计、安全寿命设计、损伤容限与耐久性设计到单机追踪的演变,未来有进一步向结构数字孪生的方向发展的趋势。飞机结构数字孪生是数字线程驱动的,多学科、多物理、多尺度、多保真度、多概率的模拟仿真系统,采用在线传感器监测、离线地面检查、飞机运行历史等多源数据,反映并预测对应飞机结构实体在全寿命周期内的行为和性能,有望革新现有的飞机结构使用和维护模式。面向疲劳寿命管理,提出飞机结构数字孪生的5项关键建模仿真技术,分别是载荷和损伤的数据获取技术、多尺度建模和力学分析技术、含裂纹复杂结构的精确高效仿真技术、基于降阶的数字孪生高效建模技术和考虑不确定性与多源异构数据的剩余寿命评估技术,并详细探讨这五项关键技术的研究现状与发展方向,为飞机结构数字孪生的系统研究与工程应用提供参考。     

飞机消耗寿命计算方法研究

对飞机单机疲劳寿命监控使用的飞机消耗寿命计算的各主要技术问题做了相应的论述、推导和证明;提出了３种飞机消耗寿命计算方法;建立了飞机消耗寿命与设计使用寿命之间的换算关系,为飞机单机疲劳寿命监控课题的消耗寿命计算和剩余寿命计算提供了一个既简单又适用的方法。     

战斗机单机寿命监控中起飞重量的影响

飞机不同的装挂重量使飞机每次起飞时实际载荷变化。主要通过飞行参数记录仪(FPR)记录的数据研究战斗机起飞外挂重量对飞机结构疲劳寿命的影响。对某型飞机的一次完整飞行,按不同起飞外挂情况计算其损伤比值,结果表明分散度达到设计基准的27%。通过调查飞机挂弹架次比例,发现情况变化随意性很强,基本无统计规律可循,因而按每架次实际起飞外挂重量计算疲劳损伤显得尤为必要。对3架飞机近3 000架次记录数据的分析表明,按实际起飞重量计算的结构疲劳损伤比按设计情况要轻约20%。这一研究结果为基于实际载荷监控进行单机延寿挖潜提供了技术支持。     

以耐久性和损伤容限为中心的现役发动机寿命控制方法

本文在简述结构件和整机寿命常用控制方法的基础上,结合我国实际着重论述了以耐久性和损伤容限为中心的现役发动机寿命控制方法的基本思想。提出了非单元体结构发动机整机寿命的关注点是翻修寿命而不是总寿命的观点。希望有助于推动损伤容限在现役发动机寿命控制中的应用。      

钛合金结构损伤容限设计可行性研究

对飞机结构常用金属材料损伤容限特性进行了对比分析,针对TC4和TA15损伤容限特性较差的缺点,研制出两种超低间隙（ELI）钛合金TC4ELI和TA15ELI,并对其进行结构损伤容限设计可行性论证。进行了两种超低间隙钛合金和普通钛合金裂纹扩展寿命、剩余强度和疲劳全寿命对比实验。实验结果表明：具有片层组织的超低间隙钛合金相对于普通成分钛合金断裂韧性和裂纹扩展特性有明显改善,剩余强度和疲劳全寿命相当;应力水平相当时,超低间隙钛合金工程可检裂纹扩展寿命比航空结构中常用铝合金稍长。因此,对于超低间隙钛合金TC4ELI和TA15ELI可以进行损伤容限设计。     

基于应变的单机寿命监控技术研究

为权衡按传统的机群寿命管理方法对现役飞机的寿命进行管理时的利弊，阐述了单机寿命监控的意义、技术以及国内外单机寿命监控的现状，分析了基于应变的单机寿命监控技术途径，提出了基于应变的飞机寿命监控的损伤计算方法，建立了损伤计算模型，并通过简单试验验证了该模型和方法的有效性。     

中国航空工业疲劳与结构完整性研究进展与展望

随着中国航空事业的发展,航空疲劳与结构完整性成为影响飞机结构寿命、安全性、可靠性的关键问题之一。经过多年来的努力,飞机结构从最初的静强度、安全寿命设计理念逐渐发展成以疲劳与结构完整性为指导的研制理念和方法,并在型号中取得了成功应用,使得新一代飞机结构的使用寿命、可靠性和经济性得到很大的提升。随着技术的发展和新型号的研制需求,这一领域又出现了许多亟待解决的新问题。本文从航空工业角度梳理了自2000年以来中国航空结构疲劳研究的进展和主要成果,重点介绍了在航空材料/结构/工艺、分析评估理论研究、疲劳试验技术以及飞机寿命管理等方面的研究进展和应用概况,在此基础上从型号研制及工程发展角度提出了对中国航空疲劳需要重点关注的研究方向的建议,以期为中国航空结构技术发展提供借鉴。     

基于增量考核的飞机延寿方法与应用

为深度挖掘老龄飞机的寿命潜力,提出并应用了基于增量考核的飞机延寿方法。以寿命增量考核为主线,围绕定基点、再更新、获增量展开。通过将体现飞机使用严重程度的当量飞行小时作为延寿基点,科学处理了老龄飞机已消耗寿命。开展4种不同状态到寿飞机的深度拆毁与损伤评估,全面掌握机体疲劳关键薄弱部位,确立机体结构修理基点。建立以疲劳薄弱部位耐久性修理为核心、关键部位新型增材修复、隐蔽区域高精度损伤检测为支撑的规范性飞机延寿大修技术体系。以较小的重量代价,大幅改善了机体结构原有疲劳品质,实现对累积损伤"清零"与结构状态"统一",消除所有影响飞行安全的隐患与故障,实现了对机体结构的"再更新"。进而通过全尺寸疲劳试验系统验证更新飞机的寿命增量,形成了完整的飞机结构修理与延寿相结合的技术体系。     

基于健康监测的飞机结构寿命预测技术

飞机结构健康监测技术在飞机的结构设计、飞行及维护过程中发挥着重要作用,该技术可用于结构健康状况预判、辅助维修与维护决策。本文首先介绍了当前结构健康监测的概念及其适用范围,讨论了结构健康监测相关规范要求,以F-35 和A400M 为例分析了国外飞机结构健康监测技术的典型工程案例,并给出了典型飞机单机跟踪和寿命控制、某老龄飞机载荷谱实测及寿命预测,讨论了基于裂纹的监测方法研究及限制其应用的主要因素。在此基础上,提出了飞机结构健康监测系统设计的主要思路,给出了寿命预计的基本流程,阐述了其中控制点选择、飞参筛选、载荷/应变方程构建、损伤计算及寿命评估、结果输出及方程验证等主要环节。最后,对航空领域未来开展结构健康监测智能化研究进行了展望。     

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。     

军用飞机结构耐久性设计的细节疲劳额定值方法

 为满足军用飞机研制初步设计阶段对结构耐久性(疲劳)快速设计与评估的迫切需求,在全面分析军用飞机与民用飞机主要区别的前提下,针对军用飞机结构与使用载荷特点,以民用飞机细节疲劳额定值(DFR)方法的基本思想和技术途径为基础,从寿命服从对数正态分布的假设出发,对随机载荷谱的当量等幅化方法、结构DFR许用值的确定技术以及标准S--N曲线的建立等关键问题进行深入研究,建立了适用于军用飞机的DFR方法及相应的工程实施技术。初步应用表明方法可行且偏保守,能明显缩短研制周期、降低研制成本,具有重要的工程意义和应用价值,可用于军用飞机研制的初步耐久性设计。     

某歼击机机身主承力框的耐久性分析

 对已服役的某歼击机最重要的关键件——机身主承力框进行了耐久性分析,通过修理前后的原始疲劳质量评估与经济寿命预测,给出了合理的修理大纲,使该构件的经济寿命达到用户提出的使用寿命要求。     

引进先进战斗机延寿取得重大突破的主要技术途径——耐久性修理是重新赋予飞机生命的修理

对引进先进战斗机延寿工作背景和复杂性进行了论述,通过对外方定寿各个环节的分析研究,针对性地采取了一系列创新的技术措施,及时地发现主承力结构的疲劳薄弱环节,并通过耐久性修理提高了飞机结构的抗疲劳品质,使飞机延寿工作取得重大进展。     

缝翼操纵齿轮齿条虚拟弯曲疲劳耐久性分析

飞机缝翼齿轮齿条机构研制时,其齿根弯曲疲劳耐久性要求是结构强度规范的主要内容,实测疲劳分析考虑到运动协调和后期试验验证,设计难度大,研制周期长。在空气动力载荷分析的基础上,采用ANSYS和nCode建立缝翼齿轮齿条机构的虚拟弯曲疲劳耐久性分析模型,分析得出不同表面粗糙度因子下的缝翼齿轮齿条机构虚拟弯曲疲劳寿命数据。结果表明:应用虚拟疲劳耐久性分析方法,可以预估出缝翼齿轮齿条机构的虚拟弯曲疲劳耐寿命,确定合适的表面粗糙度参数;可在试验验证前对不符合结构强度规范的设计进行修正,从而得到最佳设计结果的同时,缩短研制周期。     

求飞机结构真实腐蚀容限的原理和方法

本文通过静强度、疲劳强度和腐蚀3个学科的综合研究,分别给出飞机结构（下称机件）在静载荷作用下的应力与腐蚀损伤D的分布曲线和机件在疲劳载荷作用下的寿命与腐蚀损伤D的分布曲线。根据这两条曲线和机件使用的容限应力值及总疲劳寿命值,便可分别求出机件在静载荷作用下的腐蚀损伤容限值和机件在疲劳载荷作用下的腐蚀损伤容限值以及同一机件同时受静载荷和疲劳载荷作用的腐蚀损伤容限值。此外,本文提出了用一个腐蚀损伤容限值保证同一机件的总疲劳寿命和总日历寿命皆安全的方法,以及总疲劳寿命和总日历寿命的匹配设计和匹配使用等问题。研究结论适用于大气、海洋、土壤等环境的腐蚀机件,解决了国际机械和腐蚀领域一直未解决的一些难题。