Simplification approaches for multi-level load spectra by using equivalent damage rule

Reasonable and effective fatigue load spectrum is key of aircraft structural fatigue test. Two kinds of load spectra simplification approaches based on statistical consistent fatigue damage model are proposed in the paper. One method is to simplify the original multi-level load spectra to spectral load with fewer level and was verified by the experimental data of five levels and seven levels load spectra. The equivalent damage here is not equivalent fatigue life, but equivalent number of spectral blocks. Moreover, it was proved that a section of low stress load cannot be converted into the highest stress load considering equivalent damage. The other is to convert the life distribution under multi-level load spectra into that of constant amplitude spectrum according to a certain principle, that is, equivalent damage is achieved through equivalent fatigue life, and two groups of three levels spectral data were used for experimental verification. The results show that equivalent damage simplification approach of multi-level load spectra is feasible, and it achieve that the damage of one loading block before and after the simplification is equal in probability statistics. The life distribution of load simplified as constant amplitude spectrum is consistent with test data. The simplification method presented in this paper can be generalized and is a predictive engineering method which does not depend on experimental data.     

基于比例危险-比例优势模型的加速寿命试验设计

将基于信息的优化方法引入基于非参数模型的加速寿命试验优化设计中,针对恒定应力和步进应力两种应力加载方式,分别给出了基于比例危险-比例优势模型的试验优化设计方法.通过对数似然函数建立Fisher信息矩阵和方差-协方差矩阵,并采用基于信息的优化方法建立最优化问题.这种试验优化设计方法可以有效地提高模型参数评估精度,并且避免了传统的优化方法(即将一个与可靠性相关的函数的渐进方差在一个给定区间内的积分值作为优化目标)当目标函数中给定的积分区间变化时将得到不同优化结果的局限.最后给出了应用该方法进行加速寿命试验优化设计的仿真实例.     

比例加载下应力幅比对2A12-T4疲劳寿命的影响

采用2A12-T4铝合金漏斗形试件,针对不同拉扭应力幅比,进行了比例加载下多轴高周疲劳寿命试验,研究了不同应力幅比对多轴高周疲劳寿命的影响.针对试验结果,采用3种常用的多轴高周疲劳寿命预测模型,包括等效应力准则、应力不变量准则、临界面准则进行了预测.结果表明:在相同的Von-Mises等效应力下,随着扭转应力幅与拉压应力幅比值的增大,疲劳寿命逐渐升高.等效应力准则的预测结果或过于危险,或过于安全;应力不变量准则的预测结果认为应力幅比的变化对疲劳失效没有影响,与试验结果不符;临界面准则的预测结果优于其他准则.     

基于可靠性增长预测模型的航空发动机可靠性评估

通过可靠性增长预测模型充分利用定型前内场台架试验及外场试飞提供的大量数据对技术状态不断变化的发动机进行可靠性评估,并与经典的累计平均故障间隔时间(MTBF)估算值作了比较,结果表明:传统的累计MTBF评估方法没有考虑研制过程中技术状态的不断变化和可靠性不断增长的情况,故评估的可靠性值不符合实际情况;而可靠性增长预测模型合理、有效、实用.      

桨叶结构裂纹损伤检测和剩余寿命评估方法

研究了一种基于力残差向量的桨叶结构损伤检测和剩余寿命评估方法,从桨叶有限元模型出发构造了一种节点力残差向量,分析力残差向量可确定损伤位置和损伤程度。引入裂纹单元模型将损伤的大小量化为等效裂纹长度,桨叶结构损伤用等效裂纹大小表示。从腐蚀疲劳断裂理论出发,建立了损伤扩展模型,得到了桨叶结构剩余寿命估计曲线。最后,通过实例验证了方法的可行性和有效性。     

“资源一号”卫星火工控制系统可靠性安全性设计

“资源一号”卫星火工控制系统设计的正确性、合理性和可靠性、安全性,与卫星成败有着非常密切的联系。文章重点描述了“资源一号”卫星火工控制系统可靠性安全性的设计,主要包括火工控制系统的点火电路设计、点火通路电缆设计、太阳电池板（文中简称太阳翼）可靠展开的冗余设计和点火限流电阻的设计等4方面内容,尤其在点火限流电阻的选取和设计方面进行了完善和提高。     

基于Bayes变动统计理论的测试性外场统计验证方法

针对故障检测/隔离数据为"小子样"情况导致的测试性外场统计验证存在的周期长、验证结论置信度低等问题,研究并提出了基于Bayes变动统计理论的的测试性外场统计验证模型和方法。首先建立了不同寿命周期阶段故障检测率(FDR)的序化关系模型;然后以Dirichlet分布为先验分布,利用不同寿命周期阶段故障检测率先验估计值确定Dirichlet分布参数;在此基础上,融合"小子样、异总体"研制阶段增长试验数据和"小子样"外场使用数据,研究并提出了故障检测率的Bayes综合评估模型;引入Gibbs抽样方法求解故障检测率Bayes综合评估模型的复杂高维后验积分;最后在某机载稳定跟踪平台上开展了应用研究。结果表明本文方法能在较短的外场使用周期内,给出较高置信度的外场验证结论,为大型高可靠性装备测试性外场统计验证研究提供了重要的理论依据。     

小卫星/小运载可重构多核计算机设计

通过共用小卫星与小运载的电子系统,能够降低卫星发射成本、实现卫星与运载的快速集成及测试、减少卫星的发射与入轨时间,从而达到快速响应自然灾害等突发事件的目的。传统航天器电子系统难以兼顾运载段任务的高实时性和在轨段任务的高可靠性要求,因此本文将多核处理器技术、可重构技术和航天器电子系统设计相结合,提出了基于可重构技术的小卫星/小运载多核计算机设计方案。该设计方案分为运载和在轨两种工作模式,通过现场可编程门阵列(FPGA)的快速重构来实现计算机两种工作模式的快速切换。其中运载模式将FPGA配置成并行构架的三核处理器,通过3个处理器并行计算来提升计算机的处理能力;在轨模式将FPGA配置成冗余构架的三核处理器,通过3个处理器互为冗余备份来提升计算机的长期可靠性。经过基于Markov过程理论的系统可靠性分析,表明系统在轨段的长期可靠性得到显著提升。同时经过地面半物理仿真系统仿真测试,运载段的控制周期可以达到10ms,满足运载段任务的实时性要求。     

腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定方法研究

提出了考虑腐蚀环境影响的民机结构疲劳寿命评定方法.根据腐蚀条件下民机结构使用特点,将其使用过程简化为独立的地面停放与空中环境预腐蚀和空中腐蚀疲劳过程,综合考虑上述影响因素,建立腐蚀影响系数曲线,采用疲劳损伤当量折算方法,对一般环境下的疲劳寿命结论进行修正,可以有效地进行腐蚀条件下民机结构疲劳寿命评定.     

传爆药柱参数选择方法研究

进行了传爆药柱参数选择方法研究。针对研制的不同阶段,结合界面可靠性要求,提出可靠性设计、可靠性验证及可靠性评估3个参数优化程序。以柱形爆炸器传爆药柱设计为实例,说明此套传爆药柱参数选择方法是可行的。