潜射防空导弹对反潜直升机毁伤研究

建立了潜射防空导弹战斗部爆炸和破片运动模型,将引起直升机损伤的基本事件组成毁伤树.通过编程求出直升机的易损概率,并对导弹不同爆炸状态下的易损概率进行分析,得出相关结论.     

舰载直升机金属动部件寿命控制技术研究

在分析现役老龄化舰载直升机动部件载荷特点的基础上,结合直升机所处的海洋腐蚀环境,讨论了舰载直升机的损伤类型和损伤容限寿命管理方法在其寿命分析中的应用,比较了损伤容限法应用于舰载直升机动部件与应用于固定翼飞机的不同点,重点讨论了损伤容限方法应用于工程实践亟待解决的关键技术。     

某型直升机复合材料结构修理

由于复合材料在直升机上的大量使用,复合材料损伤的问题也随之而来,影响到了直升机的使用寿命及安全。介绍复合材料结构的典型损伤类型、检测方法及修理方法,结合某型直升机的具体损伤类型和损伤部位的受载情况,给出了具体的修理方案。     

损伤与特殊事件分析在民用飞机中的应用研究

在民机维修领域,特殊事件任务的制定一直是民用飞机维修手册开发的重点。基于型号经验和S3000L损伤与特殊事件分析的方法,通过详细分析以及技术裁剪与补充,本文首次提出“影响级别”等一系列的概念和技术指标,完整建立了国产民用飞机研制体系中特殊事件分析的理论与方法。分析案例表明：该理论和分析方法合理、可靠,为国内民机主制造商开展民用飞机维修手册05章的编制工作提供了参考。     

基于实测载荷的直升机变距拉杆损伤计算方法研究

变距拉杆作为直升机操纵链系和传力路径上极其重要的关键组件,在飞行过程中受载严重,疲劳问题突出,从试飞安全的角度考虑,有必要对其飞行过程中的结构损伤情况进行监控。本文结合飞行实测得到的变距拉杆载荷,基于结构有限元计算结果,采用名义应力法对直升机不同飞行状态下的变距拉杆疲劳寿命和损伤情况进行计算,得到了较为准确的变距拉杆疲劳损伤计算结果,建立了一种直升机变距拉杆疲劳损伤计算方法,为试飞过程中该部件结构损伤监控提供了方案,同时对于直升机飞行过程中其他动部件的结构完整性监测也有借鉴意义。     

浅谈舰载直升机的海上试飞

针对舰载直升机的特殊使用环境，分析了舰船运动情况对舰载直升机实施起飞、着舰和舰上机动飞行的影响，最后，探讨了MIL－F－83300等直升机规范对舰载直升机的各种使用规定及特殊的飞行品质要求。     

基于损伤容限评定的飞机复合材料结构维修策略研究

根据飞机复合材料结构损伤机理与设计原则、适航要求、维修策略的制订方法,提出飞机复合材料结构MSG-3分析和损伤与特殊事件的分析要点,阐述有关损伤容限评定的理念与要求,为国产民机复合材料结构维修策略的制定提供技术支持。     

舰载直升机环境条件确定方法探讨

在舰载直升机实际使用特点分析的基础上,对舰载直升机特殊环境进行了简要分析,探讨了环境条件确定方法,并以盐雾环境为例,给出了某型舰载直升机盐雾环境试验条件.     

复合材料直升机平尾结构概率损伤容限评估

考虑工作应力和剩余强度的随机性，建立了航空复合材料结构概率损伤容限评估的应力-剩余强度干涉模型，以复合材料直升机平尾结构为研究对象，统计分析了工作应力、损伤尺寸、初始强度和疲劳极限等随机因素，基于考虑损伤尺寸效应的剩余强度模型，利用Monte-Carlo方法，评估了复合材料直升机平尾结构的失效概率。结果表明，建立的航空复合材料结构概率损伤容限评估方法是可行的，考虑了复合材料结构制造和服役过程中众多随机因素对剩余强度的影响，符合实际情况；损伤类型和损伤修复效率对复合材料直升机平尾结构的失效概率有显著影响，穿透型损伤对平尾结构可靠度的不利影响大于分层损伤，平尾结构的失效概率随着修复效率增大而降低。     

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法

为保障直升机被弹击后仍具备充足时间供直升机安全降落,亟需对弹击后传动轴进行损伤容限设计,确保其被击中后仍拥有足够的剩余疲劳寿命.本文提出了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法,可有效预测弹击损伤后的疲劳裂纹扩展寿命.采用该方法对尾传动轴进行弹击动力学仿真分析;其次,发展一种非标准断裂韧度测试方法以获取尾传动轴的断裂...     

直升机机体结构疲劳和损伤容限设计

为保证直升机结构安全可靠、经济、易维护,疲劳强度工作应贯穿整个设计研制和使用过程.在直升机研制过程中,结构疲劳强度工作分为结构细节设计的疲劳设计阶段,初步疲劳和损伤容限评估和最终疲劳和损伤容限评估,三个阶段.本文对各阶段疲劳工作的内容和方法,以及飞行谱的编制和飞行载荷谱的计算等疲劳关键问题进行了简略的评述.为我国直升机结构疲劳设计工作提供一些可供借鉴的思路.     

用剩余疲劳损伤强度理论给直升机传动系统定寿的方法

根据直升机传动系统定寿工作的特点,提出了应用剩余疲劳损伤强度理论确定在未知载荷谱下工作的直升机传动系统零部件的可靠疲劳寿命的方法。     

直升机高置信度中值使用飞行谱编制方法

依据直升机使用寿命分布规律,在高置信度条件下,提出了飞行谱编制的最小样本容量准则。在此基础上,采用科目统计和飞行状态分解技术,基于单机10年统计分析的方法,研究了直升机高置信度中值使用飞行谱编制原理,以此编制的使用飞行谱具有一定的置信区间,能够真实地反映直升机单机短期执行任务的分散性和整个机群长期服役的规律性,为研究直升机关键动部件的损伤与直升机定寿提供依据。     

无人直升机非线性控制器设计

直升机作为一种特殊的飞行器,其非线性运动特性强,稳定性差,各通道的耦合性严重。针对直升机的特点,将非线性反馈线性化的方法运用到直升机的控制中,通过该方法得到解耦的直升机伪线性模型,采用经典的LQR线性最优二次型设计方法设计状态反馈控制器。仿真结果表明,设计的控制系统具有良好的性能,满足控制要求。     

直升机斜坡起降试飞关键技术

直升机作为一种特殊航空器,其在设计上要具备一定斜坡起降能力,这就要求在设计定型试飞中需验证直升机斜坡起降能力。以后三点轮式起落架直升机斜坡起降试飞项目为背景,详细阐述了整套斜坡起降试飞方法的若干关键技术环节,包括斜坡起降场地建设、风险分析和安全措施、驾驶技术和飞行试验等,供直升机试飞工程师和驾驶员参考,为我国直升机设计定型试飞技术的发展提供技术支持。     

直升机动部件的疲劳损伤与可靠性分析

针对直升机动部件的载荷特点和疲劳损伤型式,在确定某型直升机旋翼检查周期时, 以Weihull型S-N曲线公式为基础,结合Miner线性累积损伤法则计算安全使用寿命,依据概率断裂力学理论建立具有角裂纹型初始缺陷结构的损伤容限分析模型,由此可获得保证一定可靠度的使用寿命和检查周期,对此型直升机旋翼动部件寿命评定与监控有重要的工程应用价值。     

基于飞行试验的直升机传动系统疲劳损伤及安全寿命评估

直升机传动系统采用安全设计准则进行疲劳设计,其疲劳损伤及安全寿命评估对直升机飞行试验尤为重要。通过对四参数S-N曲线方程及平均S-N曲线缩减至安全S-N曲线的方法和流程及等寿命曲线对平均载荷修正等内容阐述,以传动系统中的旋翼轴和尾减机匣为例,通过Miner线性损伤累计理论及飞行实测载荷谱;计算给出其每百小时损伤和安全寿命评估结果。     

基于物理模型和灰色关联分析的直升机传动系统损伤定量检测方法

结合物理模型与灰色理论,提出了一种直升机传动系统损伤定量检测方法.针对直升机主传动系统的2K-H行星轮系,建立了太阳轮缺齿损伤的物理基模型,通过仿真获得了不同损伤严重度的行星轮系振动信号.选择并计算仿真信号的特征向量,并以此作为损伤特征的标准模式,然后对待检信号特征向量与标准模式进行灰色关联度分析,根据关联度对损伤进行...     

损伤容限法在直升机尾桨叶延寿中的应用

阐明了在直升机动部件疲劳设计和寿命评估中,采用传统的安全寿命方法确定的使用寿命偏于保守.提出了应用损伤容限法于直升机尾桨叶延寿中,根据尾桨叶的疲劳危险部位具有一定的安全裂纹扩展的损伤容限特性,在加强使用中的检查维修的同时,可保证尾桨叶安全使用寿命延长.     

浅谈直升机重要改装设计适航符合性验证方法

探讨了民用直升机在持续适航阶段为满足特殊用途而进行的重要改装设计的适航性问题。着重论述了直升机重要改装设计的适航符合性验证方法。