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。     

飞机单机寿命监控技术评述

单机寿命监控对挖掘每一架飞机的寿命潜力,保证飞机结构的使用安全,延长飞机服役期限具有重要的意义。飞机单机寿命监控从技术方式上分为四种:定期检查和维修,飞参数据监控,危险部位应变监控与飞参数据监控相结合,以智能材料为基础和结构的监控。首先回顾了飞机寿命监控的时间发展历程,并对每个阶段监控方式的优缺点进行了比较,表明随着硬件技术的进步监控方式在不断的进步,精度也越来越高;然后总结了在单机寿命监控发展过程中使用的四种监控技术方式及其优缺点,通过对几种技术方式的分析,认为依赖于智能材料的飞机健康监测系统的监控将是未来单机寿命监控的发展方向。     

二维当量寿命模型

针对飞机定寿中存在的期限浪费问题，通过腐蚀状态下的疲劳寿命和日历寿命的研究，提出了二维当量寿命理论，建立了其数学模型，所得解有明确的物理意义。并结合某型号飞机进行了验证，理论与实际吻合较好。     

用腐蚀损伤计算金属日历寿命的原理和模型

通过对金属腐蚀T-H曲线和温湿谱的腐蚀损伤研究,找到一种用腐蚀损伤计算金属日历寿命的原理和模型。这种计算金属日历寿命的模型,只要给出真实使用环境下的腐蚀T-H曲线和温湿谱,就可计算出金属真实使用日历寿命。通过对30CrMnSiA钢的日历寿命实例计算结果与真实环境下的腐蚀试验结果的比较得到,相对误差是17.5%,这说明该日历寿命计算模型和方法是有效的。     

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。     

基于单机寿命管理的飞机维修方案调整

单机寿命管理可以对单架飞机疲劳损伤进行定期的计算分析,确定飞机的当量飞行小时数和剩余寿命.按照单机实际损伤,对飞机检查、大修、退役时间及修理方案的适当调整,可有效的保证飞机使用安全,减少维修成本,最大限度的发挥飞机的使用潜力.     

金属机件腐蚀损伤日历寿命的计算模型和确定方法

给出一种计算金属机件腐蚀损伤的日历持续时间（寿命）计算模型和确定方法,它适用于飞机、汽车、轮船和其它在腐蚀环境下工作的机件日历寿命的确定。该模型和方法只要有相应腐蚀环境的T-H曲线和使用环境的温度－时间腐蚀谱,就可计算出腐蚀机件的持续腐蚀时间,即日历寿命。     

用等效平均损伤模型计算剩余寿命方法的研究

分析了复杂载荷下材料的损伤累积过程和疲劳寿命计自身材料疲劳损伤与其不可逆电阻变化响应的联系。疲劳寿命计自身材料疲劳损伤演变、损伤累积过程以电阻变化速率和变化量显示了其全貌。假设其等效平均损伤等一般规律与金属材料的疲劳情况相类似,结合本文给出拟合精度很好的材料应力寿命曲线,得出随机载荷下剩余寿命计算的简便方法,具有较高可信度。初步实验验证很令人满意。     

基于当量应力损伤的飞机结构耐久性分析方法研究

针对飞机结构实际使用的载荷历程偏离耐久性评定试验载荷谱情况下的耐久性分析需求,建立了疲劳关键部位耐久性损伤程度的当量应力损伤计算方法,通过构建不同载荷谱下的结构耐久性损伤关系,得到了结构疲劳关键部位在不同载荷谱下的等效应力;结合耐久性分析的概率断裂力学方法,建立了一种基于当量应力损伤的耐久性分析方法.该方法已成功应用于...     

航空发动机单机技术状态寿命控制及应用

提出了按单机技术状态确定在役航空发动机寿命的技术体系框架及相关管理手段,在航空发动机维修领域首次突破了传统的机群定时翻修理念,实现了寿命确定从宏观到微观的变革;应用这种新的寿命管理办法,有效地延长了多型发动机的使用寿命。     

金属任意腐蚀损伤量的日历寿命计算模型和曲线

国际机械日历寿命研究,都是在假设已知腐蚀损伤容限Dc的前提下,求在这个Dc下的金属日历寿命。为了便于应用,本文不再假设腐蚀损伤容限Dc为已知数,而是把Dc当做变量,求金属任意腐蚀损伤量Di的日历寿命。本文通过多方面深入研究,发现腐蚀试验溶液的浓度dt与试验时间Ht的乘积除以试验获得的腐蚀损伤Dt等于一个常数。由此给出一种简单易行的金属任意腐蚀损伤量日历寿命的计算模型和相应的求解曲线。由此模型或曲线,可求得金属任意腐蚀损伤量的日历寿命。     

确定飞机日历寿命用的当量环境谱研究

提出了飞机使用环境由机场湿热大气环境、水介质浸泡环境和热空气老化环境三部分所组成;根据损伤等效原则,由法拉第定律和阿伦尼斯方程,分别推导出一套不同环境之间的当量化关系式;在环境实测和试验的基础上,建立了一种适用于飞机关键部位的加速腐蚀试验环境谱,并成功地确定了某机场的当量环境谱。     

适用于全寿命范围的DFR分析方法研究

导出了在全寿命范围内的DFR值和其它疲劳参数之间的关系式：并在此基础上给出了疲劳强度分析方法：通过算例说明了所提出的方法和原DFR法之间的差异。     

确定飞机机体日历寿命的方法

阐明了飞机日历寿命的定义和组成关系式;提出了确定飞机日历寿命的原则和技术途径;指明了确定飞机日历寿命的依据、关键技术和验证方法。     

先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述

轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。     

直升机关键构件疲劳寿命监控中的核心技术

本文介绍了直升机结构疲劳寿命监控的技术和方法,指出了疲劳寿命监控的核心在于载荷谱的识别。并介绍了目前载荷谱监控的两种途径:直接载荷监控方法和飞行状态识别方法。最后根据我国实际情况,指出开展飞行状态识别研究,不适为一种适合我国情况行之有效的方法。     

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。     

结构连接件疲劳损伤容限全寿命设计方法

通过对结构疲劳裂纹形成寿命和裂纹扩展寿命的研究,提出了连接件疲劳全寿命的计算方法。本文分别研究了连接件的裂纹形成寿命和扩展寿命,研究了试片裂纹形成寿命与扩展寿命之间的关系,提出了用试片的S-N曲线确定连接件裂纹形成寿命的修正方法。通过典型连接件的计算给出了连接件的全寿命,并与试验结果进行了对比,得到了较好的吻合。本文希望通过典型连接件全寿命研究提出一种更合理、可靠的连接件疲劳分析的工程方法,经试验结果验证这种方法是可行的。