飞机典型部位载荷环境谱编制及其应用

本文以某民用机为例介绍了飞机结构载荷环境谱的编制方法及其应用，通过对飞机典型部位载荷环境分析和实测，编制出了机身结构和机翼结构的应力环境谱，论述了载荷环境谱的浓缩和简化原则及初步结果。     

机翼构件不同载荷谱下的寿命反推

对飞机机翼构件在不同截荷谱下的宏、微观断裂特征进行了观察与分析，并结合载荷谱中的应力变化特点，对A飞机和B飞机翼构件在不同载荷谱下的裂纹扩展寿命进行反推。结果表明，载荷谱中不同的应力变化在失效构件断口上反映出不同的宏、微观断裂特征，采用断口定量分析技术可反推构件的疲劳寿命，并依此反推构件疲劳裂纹形核的先后顺序。     

柴油机高压油管加速载荷谱编辑研究

针对高压油管耐久性试验耗时长的特点,研究高压油管加速疲劳试验在振动试验台上的应用。基于损伤等效原则,提出振动疲劳加速载荷谱编辑方法并对高压油管实测载荷谱进行编辑。对比加速载荷谱与原始载荷谱作用下高压油管疲劳寿命,验证加速载荷谱编辑方法及其在振动试验台上应用的可行性。结果表明：柴油机高压油管疲劳失效属于高周疲劳,其所受载荷中存在大量小载荷循环,将小载荷循环进行删除可保证在失效位置及失效形式一致的情况下,极大程度地缩短疲劳试验时间和成本。     

直升机尾减速器机匣疲劳试验方法研究

根据减速器机匣疲劳损伤应力循环的动、静应力包罗线方法确定了疲劳试验加载方案;根据设计载荷谱或飞行实测,确定各载荷作用点的状态载荷并编制了疲劳试验谱;根据减速器机匣的受力形式,完成减速器机匣疲劳试验装置的设计。结果表明,该试验装置既可以考虑高频动载荷的影响,又能简化疲劳试验的加载程序,明显缩短了疲劳试验的周期。     

随机载荷作用下疲劳寿命分布预测模型

为了研究构件在随机载荷下的疲劳寿命分布,建立疲劳寿命分布预测模型.应用雨流计数法,将随机载荷-时间历程处理成以载荷幅值和均值为随机变量的二维联合概率密度函数,得到构件的二维疲劳载荷谱.从Miner累积损伤的定义出发,分析了累积损伤分散性的来源.以此为基础,通过建立等幅疲劳中值Sa-Sm-N曲面,提出了基于二维载荷谱的疲劳寿命分布预测模型,当累积损伤的概率分布已知时,可以估算出构件的疲劳寿命分布,进而得到零件在任一时刻的可靠度.最后,给出了一个具体应用实例.结果表明所提出的疲劳寿命分布预测方法具有较好的工程实用价值.     

城市用轿车整车结构疲劳载荷谱的采集与处理

对城市用轿车在实际行驶过程中的疲劳载荷进行了实车测试,并进行了统计处理,最后得出了目标载荷谱,为城市用轿车结构疲劳寿命的估算和加速试验提供了科学、可靠的基础数据.针对传统的载荷谱统计处理方法存在的不足,对其进行了改进,其中载荷谱按距离外推采用了非参数统计方法,考虑到汽车的不同使用地域,给出了载荷谱按分位点外推的方法.     

橡胶隔振器加速疲劳试验谱的编制方法研究

通过大量的橡胶动静刚度试验和疲劳试验,分别获取了某填充型天然橡胶材料在各试验条件下的动静比数据表和疲劳寿命数据表。以发动机悬置为例,在充分考虑橡胶材料动态特性的基础上,建立了道路载荷值与应变值的转换关系。对采集的道路载荷谱进行雨流计数,根据Miner线性损伤累积理论与损伤等效原则,编制得到最终的加速疲劳试验谱。用该加速疲劳试验谱对发动机悬置进行疲劳试验,试验结果表明：用该方法编制的加速疲劳试验谱可成功应用于悬置等橡胶隔振器零件的疲劳试验,并且较大程度地缩短了试验与产品开发周期。     

全承载大客车底架动态载荷谱分析

针对全承载式大客车底架设计的需要,在底架后悬和发动机附近选择3个测点。分别在阻隔带路况和小鹅卵石路面进行行走测试,提取大客车底架动态应变的时间历程数据,并利用雨流计数法对实测数据作载荷谱的应变频次分析,得到3个测点两种路面的载荷谱的应变大小和变化规律。发现行驶状态的变换引起应变载荷波动,基本不改变载荷幅值频次分布规律,这表明不同的路面等级将引起底架不同程度的疲劳损伤。测试结果为全承载式大客车底架的设计、仿真与试验提供技术基础。     

导弹前定向件公路机动运输疲劳载荷谱的编制及寿命预估

为研究导弹前定向件在公路机动运输环境下疲劳载荷谱的编制方法,选定跑车试验场内标准路面(含鱼鳞路、波形路、卵石路和碎石路及高速路等)进行某型号试验场机动运输试验并实地采集所需信号。根据实测数据的时、频域分析结果,编排试验场机动运输试验流程,组成具有代表性的载荷样本数据,这些数据包含了型号战标要求的不同路面及其占比、不同车速及其占比和刹车、过路障等特殊工况。利用雨流计数法对试验场机动运输试验所得数据进行循环计数,根据参数外推法将循环计数外推至目标里程,进而编制出供设计分析使用的载荷设计谱和试验评估使用的疲劳试验谱。采用试验谱对导弹前定向件进行疲劳加载,验证了产品在寿命期内能够可靠的使用,并且可以延寿三倍以上。该方法可以有效地预估前定向件内部润滑涂层的磨损寿命,为产品的改进设计和同类问题的解决提供了参考。     

焊接方法对低合金钢焊接接头低周疲劳的影响

<正> 焊接接头在低周加载荷下的变形抗力和断裂抗力取决于它的机械性能、加载状况和应力状态。对机器制造用钢的研究表明,焊接接头的低周疲劳取决于焊接方法。实际焊接接头的疲劳一方面取决于循环载荷下材料的强度和变形特性,而另一方面还取决于应力集中[△] 本文选择了不同级别的低合金建筑用钢——普通强度的09Γ2C(C48/33),强度较高的     

非线性渐变刚度钢板弹簧疲劳分析载荷谱编制方法

提出了一种适用于非线性渐变刚度钢板弹簧疲劳可靠性分析评价的载荷谱编制方法。在ANSYS中建立考虑非线性接触的钢板弹簧总成有限元模型并根据台架试验结果进行参数识别,获得了簧片上任意点应力与形变之间的非线性对应关系。在试验场采集获得钢板弹簧在强化路面下的加速度信号,通过处理,获得了板簧弧高随时间变化的信号。结合应力与弧高的对应关系以及弧高随时间变化的信号,精确获得了强化路面下钢板弹簧疲劳热点区域的应力载荷谱。采用雨流计数法对编制获得的载荷谱进行分级计数并依此为基础对疲劳热点进行可靠性分析,预测结果与道路试验相吻合。     

建立在可靠性要求基础上的损伤容限分析方法

本文给出了一种建立在飞机结构可靠性要求基础上的概率务容限分析方法，首先根据不同的使用载荷谱给出了三种根据恒幅载荷下裂纹扩展速率计算谱载下的裂纹扩展寿命模型；然后用对数正态分布函数描述裂纹扩展寿命；最后满足飞机结构可靠性要求的初始检查时间和重复检查间隔被得到。     

蠕变/疲劳共同作用下寿命估算方法

通过载荷谱转换，将带保载时间的蠕变／疲劳循环用不带保载时间的纯疲劳循环代替，提出蠕变／疲劳共同作用时的寿命估算方法。对１２Ｃｒ１ＭｏＶ钢母材和焊材的蠕变／疲劳交互作用试验数据的分析结果表明，本方法方便、实用。提出一个表征蠕变／疲劳连续加载时交互作用行为的参数，蠕变／疲劳寿命比。分析认为，材料的蠕变疲劳交互作用行为与该比值的大小腾。材料在蠕变／疲劳共同作用下呈这是呈负交经作用，并非材料固有的特性，还取决于载荷条件。     

疲劳寿命计退火特性及电阻变化推算载荷谱的研究

对三种交变应变量循环后的疲劳寿命计在不同温度下进行退火实验,由它们在低于再结晶温度退火后电阻去除量的不同,得出疲劳寿命计在交变应变作用下电阻累积的主要机理。根据疲劳寿命计的标定特性曲线和在载荷谱下的响应特性,由三个不同方向粘贴的疲劳寿命计电阻变化推算载荷谱,该方法扩大了疲劳寿命计的使用范围。     

基于统计与粗糙集理论的飞机垂尾抖振载荷分布假设选择与评价方法

研究飞机垂尾抖振问题的主要任务之一是编制抖振疲劳载荷谱、估算飞机结构的抖振疲劳寿命并校核飞机结构的强度等,一般通过统计方法来建立其抖振疲劳载荷时程的峰(谷)值分布模型,而分布模型的优劣对确定各飞行状态下的极限工况及抖振响应的循环次数与幅值分布等信息影响显著。通过分析五种常用于描述抖振疲劳载荷峰(谷)值的概率分布假设模型：正态分布、对数正态分布、威布尔分布、瑞利分布和极值分布,给出了基于参数估计的概率分布规律,并提出了一种采用各概率分布假设所对应模型的“拟合优劣指标”作为评价和选择的依据。同时,结合各分布模型的特性对飞机抖振载荷时程处理要求的匹配程度,运用粗糙集理论确定了系统评价指标的最小分辨距离与最大分辨率,来消除由于误差引入导致的评价指标数值差异而造成的误判。算例分析表明,该方法可合理且高效地实现对飞机抖振载荷概率分布假设的正确评价与选择     

基于聚类分析和支持向量机的非等间隔应力谱编制方法

为保证根据实测应力-时间历程数据编制的应力谱最大程度反映载荷实际作用特性，提出了一种基于疲劳损伤的非等间隔应力谱编制方法。通过引入非等间隔自适应比值系数，根据损伤等效原则，建立应力谱分级数与疲劳损伤关系数学模型；考虑每个应力循环的属性特征，采用聚类分析对所有应力循环进行分类，结合支持向量机多分类进行判别，得到不同分级数下的准确率和预测图；综合考虑数学模型得到的损伤相对误差和支持向量机分类准确率，选取应力谱最佳分级数，编制了相应的非等间隔应力谱，并与目前常用的等间隔和非等间隔8级谱进行比较。分析结果表明：基于损伤等效原则，采用聚类分析和支持向量机进行应力谱分级，不仅考虑了所有应力循环的整体特征，很大程度保留了应力的局部信息和属性，且根据疲劳累积损伤理论得到的损伤与实际损伤结果差异明显降低，从而更能准确反映实测数据的应力特性和疲劳效应，可为其他实测载荷-时间历程数据进行非等间隔分级和载荷谱编制提供参考。     

载荷谱直线段的等效载荷

本文分析计算了双对数坐标下载荷谱线段等效载荷。等效载荷依赖于于这段载荷谱及疲劳寿命曲线的斜率。对于比疲劳寿命曲线更陡的某段载荷谱，等效载荷偏向最大的谱载荷。在这种情况下，最大应力部分对损伤产生较大的影响。误差研究表明，在损伤计算中用阶梯函数代替连续的载荷谱所产生的偏离或误差具有疲劳寿命曲线方程的指数形式。     

战斗机机群载荷谱损伤分散系数确定方法

在战斗机结构的设计定型阶段,要综合考虑结构特性和机群载荷谱的分散性评定机群的安全寿命,为此,需要确定机群载荷谱分散系数。该文通过对文献中的73架F/A-18C飞机的计算寿命和74架F/A-18飞机使用损伤率数据进行统计分析,结果表明战斗类飞机机群载荷谱损伤可用对数正态分布描述。给出了机群载荷谱分散系数的定义,建立了确定机群载荷谱分散系数的两种方法,推导得到了载荷谱损伤分散系数的计算公式,计算给出了典型的载荷谱损伤分散系数取值,与经验值进行了对比分析。     

综合使用飞行小时在飞机构件腐蚀疲劳寿命分析中的应用

飞机使用环境谱中飞行环境谱和停放环境谱的组合就是飞行─停放─飞行环境谱。大多数军用飞机地面停放时间占飞机使用寿命的90％以上。海军飞机所处的高温、高湿、高盐雾腐蚀环境对飞机使用寿命有很大影响。腐蚀疲劳直接影响疲劳裂纹形成寿命。飞机使用寿命必须应用飞机使用环境谱,考虑飞行小时、日历时间和综合使用飞行小时。列举海军某直升机主桨毂轴向铰轴颈裂纹故障,通过波音公司飞机结构疲劳分析方法,在飞行小时、日历时间和综合使用飞行小时方面对其翻修期进行了探讨。     

基于载荷损伤分散的严重谱选取方法初探

在飞机结构设计定型阶段,要综合考虑结构的差异和载荷的分散性评定机群的安全寿命。美国空海军联合规范指南JSSG-2006、标准MIL-STD-1530C和我国国军标GJB67.6A-2008提出采用90%谱(严重谱)进行飞机结构耐久性分析和试验,但并未给出严重谱严重程度的选取准则。该文以机群载荷损伤分散描述机群载荷分散,初步探讨了载荷谱严重程度的选取方法。假定指定谱下的结构寿命和机群载荷损伤均服从对数正态分布,在综合载荷损伤和结构分散性的寿命分布基础上,分析了严重谱下的寿命可靠度。按机群安全寿命满足99.9%的可靠度要求,以载荷损伤覆盖概率描述载荷谱严重程度,给出了载荷谱严重程度的表示形式,并针对典型的飞机结构分散和载荷损伤分散性参数,给出了典型的载荷损伤覆盖概率取值。分析表明严重谱的严重程度与载荷损伤分散性和结构分散性均有关,基于损伤的90%严重谱可以保证机群内超过99%飞机的使用安全。