基于C#的飞机疲劳试验实时预警系统设计

为满足飞机疲劳试验对试验数据实时监控的需求,采用C#语言开发了一套飞机疲劳试验实时预警系统。该系统以疲劳试验数据管理系统为基础,计算各测量点、各工况的平均值和标准差,通过多种方法设定预警阈值。该系统界面友好、功能完备,可实现疲劳试验数据的实时监控,能够及时发现异常试验数据,尽早发现结构损伤并采取有效措施,可以大幅降低维修成本、缩短维修周期。     

飞机结构疲劳寿命分散系数研究

飞机结构疲劳寿命分散系数是飞机疲劳寿命评定工作中的一个重要可靠性指标。目前,我国飞机定寿工作中采用全机疲劳试验总试验小时除以疲劳寿命分散系数得出机群安全寿命的结论。通常,在不考虑机群服役环境差异而导致的环境分散系数时,所选取的疲劳寿命分散系数主要考虑两部分,一是机群使用载荷差异导致的载荷分散系数,二是结构材料与制造质量差异导致的结构分散系数。介绍分析了服从对数正态分布与威布尔分布时飞机结构疲劳寿命分散系数的表达形式;对于同型飞机结构疲劳寿命在不同载荷谱下服从对数正态分布的情况,推导了疲劳寿命分散系数可用载荷分散系数与结构分散系数乘积表示的条件;对于同型飞机结构疲劳寿命在不同载荷谱下不服从同一分布的情况,通过等损伤原理可以将服役飞机实际飞行小时数折算到同一试验载荷谱条件下的当量飞行小时数,计算同一试验载荷谱下的结构分散系数,以此作为疲劳寿命分散系数求得的飞机结构安全寿命可作为单机寿命管理的基准寿命值。     

军用飞机结构疲劳寿命研究

简述飞机结构疲劳问题的重要性,特别结合军用标准规范对飞机结构疲劳设计要求的变化勾画飞机结构疲劳设计思想演变的情况;着重论述工程实际中常用的疲劳寿命分析方法,论述全尺寸结构疲劳试验的作用意义、试验载荷谱、试验实施的有关环节,概要介绍在飞机构件寿命分析与全尺寸结构疲劳试验方面所做的一部分研究工作,并就疲劳研究的发展提出一些粗浅看法。     

常幅疲劳载荷下复合材料层合板刚度退化试验研究

复合材料层合板在飞机结构中的应用研究一直备受关注。本文主要采用试验方法研究常幅拉伸疲劳载荷作用下3种不同铺层复合材料层合板的刚度随疲劳寿命的变化趋势,取得了大量试验数据,给出了在工程上有价值的结论。     

碾压处理钛合金焊接接头疲劳试验数据统计分析

钛合金材料以其良好的机械性能在飞机结构制造与修理中一直备受关注。本文主要采用试验方法研究手工钨极氩弧焊焊接件碾压处理后的疲劳性能,取得了大量的试验数据,并根据可靠性理论,对疲劳实验得到的不完全寿命数据进行了统计处理,给出了航空结构设计与维修工程中有价值的结论。     

飞机中央翼前梁下缘条结构典型加工误差修理效果分析

针对飞机典型连接结构中的中央翼前梁下缘条结构,对其含典型加工误差类型及误差修理后的效果进行研究。通过耐久性分析方法分析修理后连接结构的疲劳性能,通过有限元分析计算该结构的疲劳细节额定值(DFR),并设计试验件进行对比试验验证。通过试验验证,研究含误差结构相对于原结构疲劳寿命和疲劳性能的变化。对目前飞机生产加工单位采用的紧固孔误差修理方法进行有效性判定,对误差修理方法提供理论和试验数据支持。     

飞机结构强度试验中应变量三线测量法的应用

全尺寸飞机结构的静力和疲劳试验中,应变数据作为最主要的试验数据,其精确度直接影响到飞机结构的应力应变分析以及与理论计算的对比分析。给出了应变测量电桥三线测量法的理论依据,并通过计算对比分析了二线测量法与三线测量法的精度差异。     

典型构件疲劳性能S-N曲线的获取及应用

用名义应力法评估飞机结构使用寿命时,常用材料疲劳性能S-N曲线替代结构疲劳性能S-N曲线,这将导致疲劳分析偏离,依据以往疲劳试验寿命数据,拟合典型构件的S-N曲线,应用名义应力法进行寿命估算,并与试验结果进行比较,理论估算值与试验结果具有很好的一致性。     

飞机结构使用寿命评定技术研究

本文详细地介绍了以飞机结构疲劳寿命和日历寿命为主的寿命体系,阐述了我国的飞机寿命管理现状,并从腐蚀的角度,说明了腐蚀对飞机结构使用寿命的影响。通过试验加速环境谱的建立,分析了当前流行的飞机结构使用寿命评定体系。     

结构静力/疲劳试验控制模式转换技术研究

根据飞机结构静力/疲劳试验中起落架试验、试验支持、操纵系统试验、破坏试验的需求,对模式转换技术进行了研究,并利用FlexTest 200协调加载控制系统进行了模式转换验证试验。试验结果表明,模式转换技术可以应用于飞机结构静力/疲劳试验。     

基于VC++的飞机载荷谱数据可视化技术

针对飞机载荷谱实测数据存储、管理、分析和处理不同机型异构数据的需要,提出了基于VC++的数据可视化处理方法,将具体应用划分为底层数据层、中间语言层和顶层用户端的3层结构模型,阐述了对应结构模型可视化处理的关键技术,即通用数据接口技术、虚拟仿真技术和并行计算技术。开发了系统原型,满足飞机载荷谱实测数据处理的需要,并已成功应用于战斗类飞机、运输类飞机和歼击机等机种飞行实测。实践证明利用数据可视化技术搭建的应用程序提高了数据处理效率,保证数据有效性,为根据载荷谱进行飞机结构定寿和延寿提供了科学有效的辅助分析工具。     

飞机数字化设计工程数据管理技术研究

飞机设计过程中的工程数据管理及其具体内容，已成为实现数字化飞机设计的关键。结合飞机设计工程数据管理系统的开发，提出并描述了由集成文挡、产品结构和更改控制组成的飞机数字化产品模型，阐述了飞机设计工程数据管理系统的功能模型，重点讨论了系统中产品结构树的生成算法，最后提出了基于工程数据管理的数字化飞机并行设计过程模型。     

航空液压泵加速寿命试验现状及方法研究(连载5) 基于虚拟样机的航空液压泵寿命试验方法

基于虚拟样机的(加速)寿命试验是开展常规试验的一种有效的辅助手段。针对影响航空液压泵寿命的典型失效模式-疲劳,介绍了基于虚拟样机进行疲劳分析的整体方案。然后,针对四种关键技术分别进行了阐述:多领域建模技术、数据和流程管理方法、疲劳寿命分析流程、多学科模型的校核验证和确认方法。并以某型液压泵为案例,展示了两种不同工作状态下虚拟寿命试验的结果。最后总结了虚拟寿命试验的优点和局限性,以及虚拟寿命试验结果与常规(加速)寿命试验的结合方式。     

一种飞机结构损伤数据管理系统的设计与实现

飞机结构损伤数据是飞机结构强度试验数据的重要组成部分,为了高效地收集管理这些数据信息,本文设计并实现了一种基于B/S架构的飞机结构损伤数据管理系统。该系统采用ASP.NET技术开发,划分为表示层、业务逻辑层和数据访问层。使用SQL Server对试验数据进行管理,通过ADO.NET技术实现对数据库的访问。采用存储过程分页技术实现数据分页显示,避免了检索结果数据量较大时占用过多网络资源并影响系统的响应速度。为有效利用已有Word格式的数据资源,同时生成格式化Word文档报告,系统提供Word格式文件的操作接口。应用结果表明,该系统为飞机结构损伤数据提供了高效的收集和管理平台,试验报告自动生成,为数据的应用提供了便捷的渠道。     

某型飞机典型疲劳关键件加速腐蚀条件下 C-T曲线的测定

针对某型飞机典型疲劳结构模拟件开展加速环境谱及加速腐蚀试验技术探索性研究.根据腐蚀损伤等效原则,给出试验室加速环境下与外场使用环境下的腐蚀当量关系,对预腐蚀不同时间后的模拟件进行载荷谱疲劳试验,获得了腐蚀影响系数C随地面停放年限T的变化曲线,为确定该结构日历寿命提供依据.     

发电厂并网运行及辅助服务管理数据质量分析系统的应用

介绍了发电厂并网辅助服务管理系统的总体功能和在某厂的具体应用。分析了该厂系统所需数据的质量情况。运行实践表明,该系统可通过对两个细则地解析,得出详尽的系统需求分析,为非电厂侧引起的数据异常提供免考核依据。此外,可根据机组的AGC或者负控状态,优化设定机组控制参数,提高控制品质,减轻辅机的运行压力。该系统对提高电厂运行经济性具有实际意义。     

基于知识和无线传感网络的结构健康管理系统

提出基于知识的结构健康管理系统,采用无线传感器网络对大型飞机结构应变信息进行数据采集,通过对结构应变场的监测与诊断实现对典型飞机结构的健康管理.通过健康管理系统领域知识的本体建模,实现健康管理领域知识的共享和重用,建立健康管理领域知识相关推理规则,通过推理机实现对健康管理领域任务的推理,依据推理结果,组成具备相关功能的健康管理系统主体,通过多主体协作,实现健康管理任务.针对典型飞机平板结构,施加点载荷模拟损伤,采用无线传感器网络采集应变信息,提出通过结构健康管理主体投票实现数据融合和基于主体的诊断,提高了对结构损伤模式的诊断准确性与可靠性.     

并行工程环境下的飞机工装设计数据管理

论述了飞机工装设计数据管理与产品设计的关系 ,介绍了并行工程环境下的飞机工装设计数据管理系统的体系结构 ,运用 IDEF3建立了过程模型 ,运用 IDEF1X建立了信息模型 ,定义了工装产品数据对象的层次结构 ,介绍了与传统数据管理模式的转换接口设计     

飞机防滑刹车集成动态测试系统的设计与实现

设计了一种飞机防滑刹车集成动态测试系统,可以实时将飞机刹车过程的通道参数存储在FLASH中,在地面通过RS232将数据传送给上位机软件存储、分析和显示.系统使用FLASH作为存储介质,解决了大容量数据存储和断电数据丢失的问题,同时采用CPLD实现了系统的逻辑控制.试验结果表明集成动态测试系统能有效地跟踪、采集和存储飞机...