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World File Search System损伤容限
结构寿命延长以实现苏霍伊 Su-30MKM 的结构完整性
摘要：马来西亚皇家空军大多数战斗机的机身结构已服役 10 至 20 年。疲劳载荷、操作条件和环境恶化的影响导致机身的结构完整性成为其适航性评估的依据。使用各种无损检测方法确定飞机结构在超过 10 年的运行后的当前状况，并总结了它们的结果。此外，虽然有六个关键位置，但选择了翼根，因为它最有可能出现疲劳失效。使用模拟分析进一步分析了疲劳寿命。这有助于开发维护任务卡，并最终有助于延长战斗机的使用寿命。RMAF 使用安全寿命或损伤容限的概念作为其疲劳设计理念，采用了飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监测其战斗机的结构完整性。在当前预算限制和结构寿命延长要求下，RMAF 已着手采用无损检测方法和工程分析。该研究成果将增强马来西亚皇家空军舰队其他飞机平台的 ASIP，以进行结构寿命评估或使用寿命延长计划。
海军舰船夹层结构X型接头的设计
在许多采用纤维复合材料夹层结构的海军舰艇中，上层建筑的端舱壁与甲板连接处都存在 X 型接头，而内部舱壁则位于甲板下方的同一垂直平面内。该接头在垂直方向上承受交替的拉伸和压缩载荷，分别使船体梁产生上拱和下垂弯曲变形。当芯材为聚合物泡沫时，此类接头通常通过在接头附近的甲板面板中插入更高密度的芯材来加强。本文旨在改进此类 X 型接头的设计基础，重点是防止芯材在压缩载荷下破碎，同时确保在拉伸载荷情况下具有足够的损伤容限。文中报告了大量材料试验，通过实验室试验和数值建模研究了应变分布，并提供了芯材插入件的设计指导。
机身数字孪生
机身数字孪生螺旋 1 的三个主要演示目标如下：(1) 演示集成的“CBM+SI”流程，作为当前飞机结构完整性计划 (ASIP) IAT 计划流程的潜在替代方案。演示将包括使用情况估计、选定的“热点” SHM 以及经常更新的损伤容限和风险分析。将使用真实美国空军飞机结构模块的两次全尺寸疲劳试验代替飞行试验。将同时进行“常规” IAT 计划方法和相关的全尺寸疲劳试验，以方便对这两种方法进行比较。(2) 增强内部在 CBM+SI 技术重点领域和 ASIP 工程流程方面的专业知识。实现这一目标将使工程师能够看到他们的技术在 ASIP 流程中的位置，并了解多个学科如何相互作用。(3) 创建持久的分析集成框架和测试设置程序，以评估成熟的其他分析和监控技术。这将提供 CBM+SI“测试平台能力”和第一代机身数字孪生。
民航出版物 CAP 08 证书...
缩写列表 AD 适航指令 AMOC：替代合规方式 ANAC 巴西国家民航局 APU：辅助动力装置 ARC：适航审查证书 AWO：全天候运行 CPDLC：管制员/飞行员数据链通信 CVR：驾驶舱语音记录器 C of A：适航证书 DTA：损伤容限分析 EFB：电子飞行包 ELT 紧急定位发射器 EVS：增强视景系统 FDR：飞行数据记录器 HUD：平视显示器 ELT 紧急定位发射器 LOPA：乘客舱布局 MEL：最低设备清单 MCM：维护控制手册 MMEL：主最低设备清单 MRI：维护要求项目（如 CMR、适航限制项目等） NAA：国家航空局 RPA 遥控驾驶飞机 RPAS 遥控驾驶飞机系统 RPS 遥控驾驶站 SB：服务通告 SRM：结构修理手册 STC：补充型号合格证 TCDS：型号合格证数据表
综述：航空航天用铝合金的钻孔性能和孔质量
与其他金属和复合材料相比，铝具有制造工艺简单、耐腐蚀、重量轻和成本低等优点[7]。设计飞机结构的重要参数包括抗疲劳性、密度、断裂韧性、强度和耐腐蚀性[7]。此外，在静态重量下受到拉伸时，上侧会产生压缩载荷，而下侧则相反；因此，在飞行过程中需要仔细优化拉伸和压缩强度[7]。因此，铝作为最轻的金属，可以轻松取代其他金属并承受由于飞机大型化而增加的机翼压力载荷[8]。在这方面，航空航天工业使用不同类型的铝合金，其中一些在表2中给出。然而，常见的类别大多来自2xxx和7xxx系列[9]。2000系列合金具有良好的抗疲劳裂纹扩展能力并拥有卓越的损伤容限。因此，它们通常用于飞机的机身蒙皮和下机翼，其中断裂韧性（即抗裂纹扩展）是一个重要的设计参数 [6] 。 Al2024-T3 是机身结构中最常用的 2000 系列合金 [10] 。 7000 系列通常用于上机翼蒙皮，其中强度是主要的设计因素 [6] 。 Al7075-T6 是
复合材料结构设计与分析
Christos Kassapoglou 获得了麻省理工学院的航空航天学士学位和两个硕士学位（航空航天和机械工程）。自 1984 年以来，他一直在工业界工作，先是在比奇飞机公司负责全复合材料的星际飞船 I，然后在西科斯基飞机公司的结构研究小组工作，专门分析全复合材料科曼奇和其他直升机的复合材料结构，并领导由美国国家航空航天局和美国陆军资助的内部资助研究和项目。自 2001 年以来，他一直为美国多家公司提供复合材料结构在飞机和直升机上的应用咨询。2007 年，他以副教授的身份加入代尔夫特理工大学航空航天工程系（航空航天结构）。他的兴趣包括复合材料的疲劳和损伤容限、夹层结构分析、成本和重量的设计和优化以及技术优化。他在相关主题上发表了 40 多篇期刊论文和 3 项已发布或正在申请的专利。他是 AIAA、AHS 和 SAMPE 的成员。
SSC-410 铝结构疲劳... - ROSA P
随着高速铝制船舶的速度和排水量不断增加，疲劳相关的开裂问题也随之增加。目前，大多数船东将此视为维护问题，并简单地修复开裂的结构。本报告试图将此问题的重点从维护转移到设计。它将允许船东在船舶设计期间解决疲劳相关的开裂问题，并避免因继续重新焊接疲劳开裂结构而产生的昂贵维修费用。本报告讨论了作用于高速船的载荷，并确定了开发一套完整一致的海洋环境中铝疲劳计算所需的最新技术以及数据中的“漏洞”。本报告还讨论了开裂铝结构的损伤容限，并提供了有助于设计师和工程师确定特定裂纹可能需要修复的紧迫性的信息。报告还确定并提供了其他铝工业和设计规范的疲劳设计实践信息。这为海洋工业和铝高速船开发更多数据提供了有益的见解。报告最后根据当前工作开发过程中发现的漏洞提出了继续研究和开发的建议。
飞机结构：分析与设计 – 在线（AERO0105）
• 基本设计概念：极限载荷、极限载荷、安全系数、安全裕度 • 飞机载荷：惯性载荷、载荷系数；设计练习 • 金属：产品形式、物理和机械性能、失效模式、设计允许值；热机械加工 • 纤维增强层压复合材料：产品形式、物理和机械性能；失效模式；设计允许值；加工 • 材料选择：铝、钛、钢、复合材料和新兴结构材料； • 静态强度设计：高载荷拉伸结构；组合载荷；设计练习 • 机械接头：螺栓和铆钉；粘合和焊接接头；凸耳和配件；设计练习 • 薄壁结构：紧凑梁的弯曲和扭转回顾 • 薄壁结构：薄壁梁剪切流分析简介 • 半张力现场梁；设计练习； • 有限元方法简介 • 屈曲和刚度要求设计：薄壁和组合结构的屈曲 • 部件设计：机翼和尾翼、机身、起落架、附件 • 损伤容限设计：结构裂纹扩展；断裂力学简介；临界裂纹长度；分析练习；大面积疲劳损伤；检查安排 • 耐久性设计：疲劳；分析练习；腐蚀 • 认证：分析和验证要求、部件和飞机测试要求
机场及飞机维修区外来物体损坏（FOD）及预防方法研究
摘要：外来物体损伤 (FOD) 是航空业常见的风险，会对飞机造成潜在损害，外部 FOD 危险包括鸟击、沙尘暴、跑道上的火山灰云。内部 FOD 危险通过电气连接不当、控制电缆不当等方式对飞行安全造成干扰，长期以来，它已经导致了许多可怕的事故。每年 FOD 障碍的成本非常高，约为 12 亿令吉。因此，必须在不影响性能的情况下消除 FOD，并且指定组织（包括航空公司）必须采取适当的技术和策略来进一步消除 FOD 事件。由于某些情况和复杂因素，例如不当的工作行为、恶劣的工作环境、损伤容限和技术不足以及混乱的内部管理系统，控制 FOD 并不容易。本研究的主要目的是进一步讨论和解释 FOD 及其预防 FOD 的技术。 FOD 是航空业普遍关注的问题，也是导致飞机故障和意外损坏（如人员伤亡）的原因之一。通过本研究，我们收集并讨论了许多与 FOD 问题及其灾难性故障相关的信息，以及它们对航空业的影响。
航空航天结构中的材料退化和疲劳
本报告总结了普渡大学工程与科学学院在为期四年的 AFOSR 大学研究计划期间进行的研究，该计划重点关注处理老化飞机的基本问题。该计划的协调目标分为四个主要类别：损伤发展、裂纹扩展和相互作用预测、故障预防技术和高级分析方法。损伤发展目标解决了腐蚀、疲劳裂纹形成 MI 和微动磨损的失效机制。裂纹扩展和相互作用任务的总体目标是开发预测服务引起的裂纹扩展的技术，并确定大面积开裂对损伤容限的影响。故障预防项目的主题是制定程序，通过延迟服务引起的损坏、修复有裂纹的结构以及采用机队跟踪方法对机队内的维护行动进行优先排序，从而延长“老旧”飞机的使用寿命。最后，研究旨在开发其他研究任务中使用的“高级”分析方法。这些项目涉及在各种材料评估和结构分析中添加统计成分，并制定与飞机材料和结构相关的延性断裂标准。