钛合金的原始疲劳质量研究

紧固孔结构细节的原始疲劳质量是飞机结构耐久性设计分析中最重要的内容之一。对钛合金TC4锻件紧硎孔结构细节的原始疲劳质量进行了研究。进行了钛合金锻件的耐久性试验,给出了原始疲劳质量的描述参数,即结构细节的当量初始裂纹尺寸（EIFS）。用这种描述参数,建立了相应的当量初始裂纹尺寸判据。并用所建立的判据对钛合金紧固孔结构细节的原始疲劳质量进行了评定,结果表明钛合金紧固孔结构细节的原始疲劳质量评定结果满足飞机结构的原始疲劳质量控制要求。     

基于概率疲劳的结构耐久性分析方法研究

从概率疲劳和概率断裂力学角度出发,以结构细节疲劳特征强度为基础表示结构的疲劳特性,给出了结构细节疲劳特征强度随裂纹长度变化的数学表达式,对整个Ｓ Ｎ曲线的特征作了更深入的探讨,为基于概率疲劳角度进行耐久性分析奠定了基础。     

飞机典型结构（紧固孔）原始疲劳质量研究

 本文介绍了一个定量地确定飞机结构细节（紧固孔）的原始疲劳质量的工程方法。用“当量初始缺陷尺寸分布”表征在一个或多个结构细节中真实初始缺陷的当量影响。用“使用裂纹扩展控制曲线”描述这一分布的扩展规律。用“裂纹超出量概率”定量地确定细节疲劳开裂的损伤度。这一工程方法原则上也适用于其它的结构细节,如几何不连续处、圆角及耳片等。本文编制了参数优化的计算机程序,并进行了大量试验研究,计算结果证实了这一工程方法的适用性、     

初始缺陷尺寸分布的尺寸效应研究

疲劳结构可能的开裂区域面积不同引起结构可能萌生裂纹的初始缺陷尺寸分布各异是造成"疲劳尺寸效应" 的一个可能解释。研究了试样测试部分尺寸大小与萌生裂纹的初始缺陷尺寸分布的关系,并建立了分析模型。模型利用已知的小尺寸试样的初始缺陷尺寸分布和大小试样的开裂面积比,推导出了相同条件下未知大尺寸试样的初始缺陷尺寸分布。这为结构完整性研究以及基于小裂纹扩展理论大尺寸试样的耐久性分析和疲劳全寿命预测打下基础,并为进一步研究"疲劳尺寸效应"创造了条件。     

耐久性分析的特征应力法

给出了以特征应力为参量表示的结构细节的ａ－ｓ－Ｎ曲线。利用此曲线、等寿命曲线和线性累积损伤理论将恒幅载荷下的（ａＫ,ＮＫ）数据转换为谱载下的（ａＫ,ｔＫ）数据,再由（ａＫ,ｔＫ）数据确定当量初始缺陷（ＥＩＦＳ）分布。进而分析裂纹超越数概率和结构损伤度,完成结构耐久性分析。     

基于IDS的铝合金预腐蚀疲劳寿命研究

 模拟飞机服役环境,对航空LY12铝合金试验件做了腐蚀试验,然后通过疲劳试验得到LY12铝合金新试验件和预腐蚀试验件的疲劳寿命数据。分析了腐蚀对航空LY12铝合金的影响。通过观测断面腐蚀坑的尺寸,基于初始不连续状态（IDS）建立了把腐蚀坑看做表面裂纹的几种模型,并对几种裂纹模型的疲劳寿命计算结果和实际试验结果进行了对比分析。结果表明：直接把腐蚀坑看做表面裂纹是不合理的,考虑材料初始不连续状态所建立的表面裂纹模型计算结果和试验结果比较吻合;随着腐蚀坑的增大,裂纹模型2更为合理。所以,很难用一个合适的裂纹模型来描述腐蚀坑,只有把腐蚀坑分组才有可能得出更精确的描述。     

基于小裂纹的2024-T3铝合金中心孔试样疲劳寿命预测

对2024-T3铝合金板材中心孔试样进行了疲劳裂纹扩展行为及寿命预测的理论和试验研究.采用疲劳条带与显微镜观测相结合的办法获得试样在块谱作用下孔边自然萌生裂纹扩展的α-N数据,并通过对断口的SEM观察获取试样的初始缺陷形状.利用基于裂纹闭合的小裂纹扩展分析程序FASTRAN3.9对试样α-N数据进行反推,建立了描述孔边裂纹细节原始疲劳质量的当量初始缺陷尺寸(EIFS)分布.以该分布为基础,采用FASTRAN3.9对试样进行了恒幅载荷下试样的中值疲劳S-N曲线的预测,预测结果与试验验证结果吻合较好.     

关于现代飞机机体结构耐久性试验要求与方法的探讨

飞机机体结构耐久性很大程度上取决于制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量，可以用经济寿命来表征。要求经济寿命超过一倍设计使用寿命，在一倍设计使用寿命期内结构不允许出现功能性损伤。经济寿命必须取得全尺寸飞机机体结构耐久性试验的验证。探讨了全尺寸飞机机体经结构耐久性试验要求和方法，以及保证飞机试验质量的技术措施。耐久性试验和试验结束后拆毁检查与断口金相分析所得的试验数据和试验结论，可作为最终给定飞机机     

制孔工艺对紧固孔疲劳性能的影响

分别在传统制孔工艺和Winslow制孔工艺下,对7050T7351铝合金材料的双犬骨连接件疲劳试验结果进行对比与可靠性分析;基于当量初始裂纹（EIFS）理论和符合性判据,计算不同制孔工艺下的原始疲劳质量;采用体视显微镜和扫描电镜对疲劳断口进行分析;对Winslow制孔工艺强化机理进行了定性的探讨。研究表明：改进工艺后,紧固孔的疲劳寿命均有所提高,分散性降低,疲劳强度增加;紧固孔的当量初始裂纹小于0．125mm,符合抗疲劳耐久性设计的要求;裂纹形核的位置不变,裂纹扩展区疲劳条带变窄。     

含多裂纹结构的概率损伤容限评定方法

将概率断裂力学理论与损伤容限／耐久性设计方法有机地结合起来,考虑结构初始疲劳裂纹尺寸及其扩展过程的随机性,建立了裂纹相互独立条件下的多裂纹结构的全寿命概率损伤容限评定模型,并成功地运用于机翼主梁的可靠性评定,给出指定疲劳寿命下的安全可靠度或指定安全可靠度下的安全疲劳寿命。     

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。     

机翼用铝合金材料原始疲劳质量对比

当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切,实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量（IFQ）进行评估,选取裂纹萌生时间（TTCI）和当量初始缺陷尺寸（EIFS）作为对比参量,分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验,通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致,最大仅相差3.71%;得到了每个试件的EIFS,应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异;提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型,直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估;建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布,结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm,且在超越概率为5%时,7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。     

含多种细节结构的耐久性评定技术研究与应用

 针对飞机结构寿命评定过程中含多种细节结构耐久性评定的需求,基于耐久性分析的概率断裂力学方法,提出了细节型式异同两种情况下结构总的裂纹超越数的计算方法,当细节型式相同时各种细节裂纹超越数直接累加,而细节型式不同时各种细节裂纹超越数加权累加,从而建立了含多种细节结构耐久性评定的一般方法。针对工程上存在大量的含相似细节结构,提出了S-N曲线折算与应力严重系数折算两种相似细节归并的工程方法。特别指出的是,提出的S-N曲线折算方法在保证精度的前提下可以节省较大的试验工作量,有着重要的工程应用价值,已成功应用于中国某型飞机结构定延寿关键部位的耐久性评定。     

腐蚀条件下使用寿命评定的功能失效概率控制方法

 腐蚀环境会加速裂纹扩展、改变结构原始疲劳质量,为进行腐蚀条件下飞机结构经济寿命评定,采用腐蚀条件下概率断裂力学方法和裂纹萌生方法对结构细节裂纹超越概率进行分析,采用二项分布得到指定使用时间下飞机结构关键件、单机和机群的功能失效概率,提出了腐蚀条件下的耐久性分析的功能失效概率控制方法,并对某型飞机结构进行了腐蚀条件下的经济寿命评定。     

基于相似理论的星球车牵引通过性模型

深空探测车辆在星球表面巡视过程中,应避免过度沉陷,保障其可靠的通过性能具有重要意义。月球和火星表面重力加速度分别约为地球表面重力加速度的1/6和2/5,地面实现低重力环境的模拟具有一定局限性,因此基于相似理论进行轮壤相互作用系统的量纲分析,研制二分之一缩比模型车;开展缩比模型车轮壤试验,重点研究滑转条件下车轮沉陷行为和牵引特性;基于地面力学理论,结合轮壤接触应力分布的线性化方法,建立与沉陷和滑转率相关联的星球车挂钩牵引力预测模型。通过土槽试验数据对模型进行验证,结果表明该模型具有较高的准确性。能够为星球车通过性评估提供一定的理论技术基础。     

Evaluation of simulation-based training for aircraft carrier marshalling with learning cubic and Kirkpatrick’s models

Simulation-based training is a promising way to train a carrier flight deck crew because of the complex and dangerous working environment. Quantitative evaluation of simulation-based training quality is vital to make simulation-based training practical for aircraft carrier marshalling.This paper develops a personal computer-based aircraft carrier marshalling simulation system and a cave automatic virtual environment(CAVE)-based immersive environment. In order to compare the training effectiveness of simulation-based training and paper-based training, a learning cubic model is proposed and a contrast experiment is carried out as well. The experimental data is analyzed based on a simplified Kirkpatrick’s model. The results show that simulation-based training is better than paper-based training by 26.80% after three rounds of testing, which prove the effectiveness of simulation-based aircraft carrier marshalling training.     

混合高斯测量噪声下的多模型滤波

就带有混合高斯测量噪声的离散时间系统 ,提出了一种简化的多模型滤波。理论分析证明该滤波方法用较少的计算量得到了与交互多模型滤波相同的估计性能。为满足应用要求 ,给出了该滤波器的数值鲁棒实现方法。一个关于仅有方位测量的制导例子验证了该滤波算法的有效性。     

Numerical simulation and transonic wind-tunnel test for elastic thin-shell structure considering fluid–structure interaction

Aerodynamic force can lead to the strong structural vibration of flying aircraft at a high speed. This harmful vibration can bring damage or failure to the electronic equipment fixed in aircraft. It is necessary to predict the structural dynamic response in the design course. This paper presents a new numerical algorithm and scheme to solve the structural dynamics responses when considering fluid–structure interaction(FSI). Numerical simulation for a free-flying structural model in transonic speed is completed. Results show that the small elastic deformation of the structure can greatly affect the FSI. The FSI vibration tests are carried out in a transonic speed windtunnel for checking numerical theory and algorithms, and the wind-tunnel test results well accord with that of the numerical simulation. This indicates that the presented numerical method can be applied to predicting the structural dynamics responses when containing the FSI.     

某高空长航时飞机垂直突风过载计算分析

应用离散突风模型和简化功率谱模型2种方法对某高空长航时飞机纵向突风刚体载荷进行了计算分析。计算结果表明,采用这两种方法计算结果相差60%以上,通过简要的理论分析指出,对于高空长航时类小翼载飞机,采用离散突风模型计算结果偏大,应采用简化功率谱模型或功率谱模型进行高空长航时飞机突风载荷的估算。