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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。 相似文献
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目前国内飞机结构疲劳耐久性评定通常采用规范谱和飞机典型设计任务剖面相结合来编制疲劳试验载荷谱,对全机完整结构进行考核,这将耗费巨大的成本和周期,也因此全机疲劳试验成为型号机体结构设计验证最后以及最复杂的一环。对于以经济性为主要研制要求的正常类飞机,为了推进型号研制工作和取证进度,需要缩减全机疲劳试验的成本和周期。在CA42型飞机适航取证的全机疲劳试验工作中,依据FAA认可的规范谱编制了疲劳试验谱,将疲劳考核目标由整机结构调整为机体主要承力结构,并相应简化了全机疲劳试验载荷加载方式,形成了一种高效的全机疲劳试验方法。通过该方法,CA42飞机全机疲劳试验仅耗时两月,试验成本主要为工时,有效的推进了适航取证工作,并缩减了研制成本。 相似文献
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飞机载荷/环境谱编制研究及应用 总被引:3,自引:2,他引:3
阐明了编制恰当的载荷/环境谱是飞机结构疲劳、损伤容限和耐久性设计或现有机种寿命评定中的首要工作,它对后续的分析和试验工作的成败、经费、工作量和时间都有重大的影响。介绍了根据不同的工作任务和技术要求,有多种形式的载荷/环境谱及相应的编谱方法,主要对载荷/环境谱的编制技术进行了研究,提出了具有指导意义的一般性方法,最后给出了某型飞机的载荷环境谱。 相似文献
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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 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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结合某机主起落架疲劳试验暴露出的一些问题,主要从载荷谱编制的角度论述了如何结合飞机的特点和依据相关规范,合理地选择有关参数,编制适合本型号飞机的地面载荷谱。 相似文献
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军用飞机结构耐久性设计的细节疲劳额定值方法 总被引:3,自引:1,他引:3
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. 相似文献
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军用飞机结构耐久性设计的细节疲劳额定值方法 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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为验证某大型无人机主结构的疲劳寿命是否满足设计指标要求,探寻主结构的疲劳薄弱部位,为结构设计改进及制造工艺改进提供试验依据,进行全尺寸主结构耐久性试验。针对该型号无人机先进布局设计及结构设计所带来的试验机约束、载荷优化、载荷谱编制、精确加载等试验加载方面的难点,进行相关试验加载技术的对比与分析以及新技术的系列验证,由此提出大型无人机主结构耐久性试验的多功能支持夹具设计、无人机机体结构载荷优化、综合载荷与扣重的载荷谱协调编制、新型拉压垫弹性体应用、作动筒专用扣重装置设计等新的技术。经过该试验机半倍疲劳寿命的阶段性试验验证,可以表明各项技术合理可行,稳定可靠,确保了试验正常运行。 相似文献
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我国飞机的疲劳试验绝大多数采用均值谱,具有疲劳周期较长的缺陷,若采用载荷严重谱则可以大大缩短试验时间。为满足全机试验疲劳寿命评估的需要,响应国内外飞机强度规范的要求,以国内某教练机的起落数据为基础,将任务分析法与统计思想相结合,建立基于飞行科目统计分析的严重谱编制方法,整理和完善编谱流程,编制得到各飞行科目包含加权中值载荷谱,一倍标准差谱,两倍标准差谱,90%存活概率95%置信度的严重谱,以及所有科目的总严重谱。通过K-S检验方法验证了载荷损伤分布的合理性,并根据当量损伤计算的统计结果给出严重谱代表起落的选取方法。结果表明:此严重谱编制方法合理有效,得到的编谱结果符合严重谱特征,选出的代表起落能够代表各飞行科目不同严重程度的使用情况。 相似文献
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探讨了现代军用飞机结构耐久性要求,实现耐久性的主要技术途径。同时论述了耐久性与飞机结构定寿的内在联系。建立了针对飞机结构紧固孔的耐久性符合性判据和开展耐久性符合性检查的方法。指出实现紧固孔耐久性的技术关键在于能否采用先进的制孔技术,以确保装配生产线上的制孔工艺质量。 相似文献
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一种基于RIA结构的飞机载荷谱数据库系统设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对基于Web方式处理飞机载荷谱实测数据及载荷谱编制过程中结构化和非结构化数据共存、客户端实测数据处理能力弱和大量网络数据传输量等问题,提出了基于富互联网应用程序(RIA)体系的数据层、业务逻辑层、表示层和客户端软件层的4层结构资源管理模型,利用ASP.NET技术构建飞机载荷谱数据库系统,客户端软件层通过自定义协议向服务器发送请求并获取处理实测数据,构成了富客户端,增强了客户端浏览器对试验数据的处理能力,使飞机载荷谱实测数据管理与处理方式由单主机方式或基于局域网共享方式转变为基于Web方式的实测数据和相关资源的管理与共享,为飞机机构定寿、延寿和设计工作提供科学依据。 相似文献
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本文概要叙述了××系列飞机结构定寿、延寿工作的全过程,并在总结这项十分复杂的系统工程的基础上,对今后型号飞机寿命研究工作提出了一些建设性的意见。 相似文献
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军用飞机飞行载荷计算方法研究 总被引:5,自引:0,他引:5
以《军用飞机强度和刚度规范—总则》(GJB67.1-85)为标准,以《军用飞机强度和刚度规范—飞行载荷》(GJB67.2-85)、《军用飞机强度和刚度规范—其它载荷》(GJB67.3-85)为指南,结合型号研制,提出一套军用飞机飞行载荷计算方法,并开发了“军用飞机飞行载荷计算分析软件”,该方法及软件在型号研制中得到应用。 相似文献
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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。 相似文献
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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。 相似文献