基于故障树的飞机结构腐蚀损伤模糊综合评判

针对飞机结构腐蚀损伤分析和评价过程中影响因素复杂且具有模糊性的问题,提出了基于故障树分析和模糊理论的方法对飞机结构在复杂环境下发生的腐蚀损伤进行综合评判.对飞机结构腐蚀损伤过程和机理进行分析,构建飞机结构腐蚀损伤故障树,建立腐蚀损伤影响因素的评判集;计算各评判因素的相对概率重要度,根据评判因素相对概率重要度的比重,建立评判因素权重集;确定飞机结构腐蚀损伤的评价集,建立从评判因素集到评价集的模糊映射;通过模糊关系的模糊变换,对服役环境引起飞机结构的腐蚀损伤进行定量评价.通过飞机铝合金结构和不锈钢结构在沿海环境条件下腐蚀损伤评判的实例分析,证明了该方法的有效性,可为飞机结构设计和维修提供依据.     

空间索杆铰接式伸展臂故障树分析

结合空间索杆铰接式伸展臂的应用环境, 在分析空间索杆铰接式伸展臂组成和展开原理的基础上, 建立以伸展臂展开失效为顶事件的故障树, 分别对其进行定性及定量分析, 获得各底事件的失效概率、概率重要度和关键度结果, 确定引起伸展臂展开失效的主要因素. 结果表明驱动力不足、 角点滚轮卡死、精度失效是影响伸展臂正常展开的主要因素, 据此提出了相应的改进措施, 为空间索杆铰接式伸展臂的展开可靠性分析提供了依据.      

基于最小割集排序的航天器故障定位方法

针对故障树分析结果,根据Fussel-Vesely重要度值在0.5附近的基本事件优先考察的原则,区分最小割集,并对它们进行失效影响概率排序.应用该方法可有效地反映各最小割集引起顶事件发生的可能性大小,达到指导故障隔离、修复,提高诊断速度和诊断效率的目的.      

海洋环境下服役飞机铝合金零件腐蚀失效分析

对出口旅游观光用飞机的铝合金零件在热带海洋气候环境服役条件下所发生的腐蚀问题进行了分析探讨.通过铝合金零件发生腐蚀的微观形貌和腐蚀产物成分等的分析,结合飞机所处环境条件,讨论了铝合金零件的腐蚀类型和发生剥蚀的过程及原因,并分析了其发生剥蚀的机理.认为海洋环境中的氯离子是造成沿海飞机铝合金零件腐蚀的外因,而内因是飞机零件的表面防腐蚀设计与防护不足,腐蚀的发展过程是铝合金零件表面点腐蚀、晶间腐蚀直至剥蚀,腐蚀产物造成的应力是促进分层剥离的原因.针对这种表面腐蚀防护问题,提出了相应的改进措施.      

基于模糊故障树法的清洗机器人安全性研究

提出用故障树形图分析法来分析机器人安全性.首先根据机器人设计方案及失效分析建立故障树模型,用故障树分析法对此模型进行定性和定量分析.针对系统底事件和中间事件发生概率情况获取不足的现状,将模糊集理论引入故障树分析法,将底事件(基本事件)发生概率描述为模糊数,通过模糊运算规则估计出整个系统的故障率.      

预腐蚀对多部位损伤发生概率的影响

针对飞机结构中存在的多部位损伤(MSD,Multiple Side Damage)问题,对预腐蚀后多细节结构MSD发生概率进行分析研究.预腐蚀条件选为3.5%NaCl溶液浸泡240 h.通过7B04-T74铝合金单细节预腐蚀-疲劳及常规环境疲劳试验,得到了预腐蚀影响系数C.确定了预腐蚀后的MSD发生概率与常规疲劳试验MSD发生概率之间的关系.建立了预腐蚀后的MSD发生概率公式.通过与试验结果对比表明:新的公式可以很好地反映试验结果.     

计算机辅助FMECA与FTA综合分析

为了对产品进行可靠性分析,提出了FMECA(故障模式、影响和危害度分析)与FTA(故障树分析)综合分析方法。首先进行最低级产品的FMECA,并输入计算机。利用矩阵法,上面级别产品的FMECA可以由计算机自动进行。按FMECA输出,可选择FT的不同顶事件,据此对通用FT进行剪枝、添叶以形成一颗特定的FT.其底事件可通过检索FMECA表得到,以便计算特定FT顶事件发生概率。 按上述原则编写了FMECA与FTA综合软件包(CACAFF)。通过几个应用实例证明,它是进行定性定量可靠性分析的有力工具。可节省大量的人力和时间。     

基于顺序二元决策图的动态故障树分析

针对现有动态故障树分析方法存在的状态空间爆炸、计算效率低、适用范围有限等缺点,提出一种基于顺序二元决策图的动态故障树分析方法。在将动态逻辑门转化为含顺序事件的逻辑门的基础上,给出了顺序二元决策图的模型以及含有顺序事件的布尔运算规则,利用顺序二元决策图和扩展的布尔运算获取动态故障树的失效路径,并给出多单元顺序事件的发生概率。以某弹药为实例,考虑不完全覆盖问题,针对指数分布与非指数分布2种情形进行了动态故障树分析,结果表明该方法具有计算高效、精度高、适用性广泛等优点,为复杂动态系统的可靠性分析提供了理论基础。     

航空发动机断裂关键件失效率分析

根据新的航空发动机取证规范标准,要求必须对航空发动机轮盘等关键件进行安全性分析.分析的最终目的是确保 由所有发动机失效产生的对飞机的风险达到可以接受的低水平.主要讨论了航空发动机断裂关键件的失效风险.采用一种风险 评估方法,对某轮盘寿命进行了失效率分析.分析结果表明,轮盘危险性发动机影响预期发生的概率不超过定义的极少可能概率(小于10^-7次/发动机飞行小时).     

某伺服实时控制软件SFMEA/SFTA

对某助推伺服控制软件开展失效模式影响分析(SystemFailureModeandEffectsAnalysis,SFMEA) 和故障树分析(SoftwareFailureTreeAnalysis,SFTA)。SFMEA 是一种自下而上的分析方法,用以辨识出一系列可能的软件潜在故障模式,并评估其对系统工作的危害性。SFTA 是一种自上而下的分析方法,其目标是识别出基本事件(底事件),而基本事件可导致系统产生其所不希望发生的顶事件。应用SFMEA和SFTA的主要目的是提高软件和系统的安全性及可靠性。     

基于损伤力学的含预腐蚀损伤铝合金的疲劳寿命预测

在工程结构中,腐蚀疲劳破坏是一种常见的现象,腐蚀坑处往往形成疲劳源,严重影响材料的疲劳特性。基于连续损伤力学理论,提出了含预腐蚀损伤铝合金疲劳寿命预测方法。首先,将腐蚀的影响分为2个方面,即腐蚀造成局部初始损伤和腐蚀形成的蚀坑造成局部应力集中;其次,建立了考虑预腐蚀损伤的疲劳损伤演化方程,并实现了相应的数值解法;然后,根据预腐蚀疲劳试验结果与数值计算结果,得到预腐蚀引起的材料初始损伤;最后,采用数值解法,对含预腐蚀坑的铝合金进行了寿命预估,并与试验结果进行对比,验证了所提方法的有效性。      

铝合金拉形粗晶临界预应变曲线的建立及应用

粗晶是铝合金蒙皮多道次拉形中常见的成形缺陷.根据实际蒙皮拉形过程和变形状态,按照"预拉伸-淬火-微观组织分析"的流程,对2024-O铝合金板材进行了不同应变路径下的试验,建立了晶粒大小和热处理前预拉伸量的关系.采用网格应变测量技术,确定了不同应变路径下的粗晶临界预应变,建立了粗晶临界预应变曲线.应用该曲线对蒙皮拉形过程进行了有限元分析,从而控制粗晶的产生.     

高强铝合金腐蚀等级的近似量化

飞机主要结构材料——高强铝合金的腐蚀损伤程度的定性检测采用目视法,为了使目视法的评定结果量化或近似量化,本文通过EXCO模拟实验,测量了LY12CZ和7075T7351铝合金在不同腐蚀等级时的最大腐蚀深度;通过对数据的统计分析,建立了二者之间的对应关系,使上述2种高强铝合金的腐蚀等级近似量化.由此,通过腐蚀等级的评定,可以推测LY12CZ和7075T7351铝合金最大腐蚀深度的大致范围,从而提高了目视法的应用价值.      

航空铝合金材料腐蚀裂纹扩展性能试验

腐蚀环境下的裂纹扩展性能是航空金属结构损伤容限设计的重要前提,为此,试验测定了3种航空铝合金材料(即2E12-T3、2E12-T42和7050-T7451)在2种腐蚀环境(3.5wt%NaCl溶液和油箱积水)下的裂纹扩展性能,在试验数据的基础上进行性能对比,并对试样断口进行SEM分析,研究了腐蚀和载荷联合作用对裂纹扩展的影响机理,研究结果表明:油箱积水环境对航空铝合金材料裂纹扩展的影响比3.5wt%NaCl溶液严重,铝合金2E12-T3和2E12-T42的腐蚀裂纹扩展性能优于铝合金7050-T7451,腐蚀环境下的氢脆效应和阳极溶解机制是造成腐蚀裂纹扩展加速的主要原因。     

铝合金试件腐蚀深度分布特性及变化规律研究

以飞机蒙皮结构常用材料LY12CZ铝合金模拟试件的试验室加速腐蚀和大气暴露腐蚀试验结果为依据,用腐蚀深度对腐蚀损伤程度进行了描述,对腐蚀深度进行了测量;给出了一定腐蚀时间下腐蚀深度的分布特性,对腐蚀深度分散性及腐蚀深度随时间的变化规律进行了研究;并得到了加速腐蚀与大气暴露试验的当量加速关系.     

高强合金与钛合金的电偶腐蚀行为

采用电偶腐蚀实验方法、扫描电镜和能谱方法等研究了高强合金与钛合金异接电偶腐蚀行为.从不同材料、不同成分对电偶腐蚀的影响,研究了电偶腐蚀的规律及电偶对偶接的可能性.同时比较了铝合金和高强度钢与钛合金电偶腐蚀行为的差异,探讨了自腐蚀电位差与电偶电流密度的关系.实验表明,铝合金LY12、铝合金LC4、高强度钢30CrMnSiA均不能与TC2钛合金偶接,高强度钢1Cr17Ni2则可以与TC2偶接,且电偶电流密度随自腐蚀电位差增大而增大.      

载荷作用下5A06铝合金焊接试样的腐蚀敏感性

针对5A06铝合金焊接对腐蚀敏感性的影响,研究了载荷作用下的不同焊缝方向（垂直、穿越）的5A06铝合金试样在50℃的3.5% NaCl溶液中的腐蚀行为的影响和焊接接头的电化学腐蚀行为。结果表明,经过110 d的盐水溶液浸泡后,2种焊缝试样均是热影响区首先发生腐蚀,表面的腐蚀坑两侧由于材料组织的不同分别呈台阶式和韧窝状。穿越焊缝试样应力腐蚀敏感性较低,腐蚀坑顶端应力集中,有滑移台阶;垂直焊缝试样应力腐蚀敏感性较高,腐蚀坑沿焊缝贯穿试样表面,腐蚀坑两侧呈平行撕裂状态。电化学极化曲线表明,热影响区、母材区和焊缝区的自腐蚀电位分别为-1.369、-0.791和-0.740 V。