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World File Search System结构寿命
结构寿命
委员会 V.7 结构寿命委员会任务关注船舶、近海和其他海洋结构的结构寿命。这应包括结构健康的诊断和预测、腐蚀和疲劳等结构故障的预防以及结构修复。重点应放在将监测数据转化为运营和生命周期管理建议的方法上。应解决被动、潜伏和主动系统（包括其传感器和执行器）的研究和开发。贡献者 官方讨论者 Dan M. Frangopol，美国 现场讨论者 Lotfollah Pahlavan，荷兰 Martijn Hoogeland，荷兰 George Wang，美国 Torgeir Moan，挪威 Mirek Kaminski，荷兰 Enrico Rizzuto，意大利 Alysson Mondoro，美国 Petar Georgiev，保加利亚 Hyunkyoung Shin，韩国 Gaute Storhaug，挪威 委员会主席回复： Paul E. Hess，美国 S. 阿克苏，澳大利亚 N. Amila，马来西亚 M. Rye Anderson，丹麦 J.I.R.Blake，英国 D. Boote，意大利 P. Caridis，希腊 N. Chen，英国 A. Egorov，乌克兰
对无船体监测系统的 RAN 船舶结构寿命管理的调查
Teresa Magoga 和 Brett A. Morris 海事部门国防科学技术组 DST-Group-TN-1826 摘要 对未安装船体监控系统 (HMS) 的澳大利亚皇家海军 (RAN) 新型舰艇的结构寿命 (LOT) 管理考虑因素、假设和选项进行了初步研究。该研究使用批判性思维或“红队”技术来确定不在 RAN 舰艇上安装 HMS 的后果，以及确定不使用 HMS 的 LOT 管理策略。主要后果是 RAN 管理 LOT 风险和船队可用性的能力将受到影响。确定了三种替代 LOT 管理策略，这会导致对 RAN 舰艇 LOT 风险管理的信心水平降低。这主要是因为需要有关船舶运营使用情况的准确数据才能高度自信地管理其 LOT 风险。这些数据与数字孪生等新兴技术相结合，为 RAN 成为“智能船东”提供了基于条件的维护和支持机会。然而，在 RAN 船上实施 HMS 将产生终身财务和人力资源成本，决策者需要权衡这些成本与 LOT 管理和其他利益。发布限制已批准公开发布。
文章 马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长的关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。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需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性程序 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择了机翼根部，因为它最有可能出现疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果通过数值结果进行了验证。结论是，根据疲劳寿命循环，机翼根部结构状态不会受到严重损伤，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间都约为30至100年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将对延长飞机机翼的结构寿命产生重要影响。
空客 A330 驾驶舱和飞行员系统简报
4. 结构寿命（设计目标） 基于 4 小时的平均飞行时间，主要结构疲劳寿命的目标如下： - 设计寿命目标 ………………………… 20000 次飞行 - 初始检查的阈值 ………… 8 750 次飞行
Tomates Longa Vida：OQueSão，Como Foram Desenvolvidos？
在过去十年中，巴西的西红柿供新鲜消费量一直是主要的技术转变。其中，使用产生长叶的水果（长叶状品种）的杂种种子无疑是最重要的一种。在巴西使用了“番茄长寿命”一词来描述某些特定的番茄品种（长寿型品种）生产的水果的最后保存特征。可以通过使用成熟的成熟（RIN，NOR和ALC）和现代细胞生物技术的技术选择有利的等位基因来获得长寿型番茄种植。前者被称为长结构寿命，第二个是长寿命的rin，否或alc，第三个是长期的转基因生命。长寿型番茄品种是在1988年（长结构寿命）和1992年（长寿）共同在巴西共同引入的。目前在巴西没有类似转基因的番茄品种。
老化系统的持续适航性 - DTIC
第 10 章 – 增强型机翼拆卸支持 F-16 10-1 结构寿命管理 1 10.1 简介 10-1 10.2 爱尔兰皇家空军 F-16 机队的结构寿命管理 10-1 10.2.1 历史 10-1 10.2.2 SLM 框架 10-1 10.2.3 国内 SLM 活动示例 10-2 10.2.3.1 单独飞机跟踪 10-2 10.2.3.2 NDI 技术评估 10-4 10.2.3.3 事故调查 10-5 10.2.3.4 新紧固件系统评估 10-6 10.2.3.5 拆卸检查 10-8 10.3 增强型 F-16 15 段机翼拆卸 10-9 10.3.1 F-16 Block 15 机翼拆卸检查 @ 4,200 FH 10-10 10.3.2 F-16 Block 15 机翼损伤增强试验及后续拆卸 10-13 10.3.2.1 载荷引入 10-14 10.3.2.2 试验设置 10-14 10.3.2.4 标记载荷 10-18 10.3.2.5 试验活动 10-19 10.3.2.6 试验期间的明显疲劳裂纹 10-20 10.3.2.7 WDET 后拆卸检查 10-21 10.3.2.8 定量断口分析 10-22 10.3.2.9 RNLAF F-16 Block 15 机翼的经济使用寿命 10-26 10.4 结论 10-27 10.5 展望 10-28 10.6 参考文献 10-29
马来西亚皇家空军 (RMAF) 苏霍伊 Su-30MKM 结构寿命延长关键部件裂纹扩展预测
摘要：关键飞机结构是承重构件，是任何飞机的重要组成部分。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需要评估其适航性要求。使用安全寿命的疲劳设计概念，RMAF 采用飞机结构完整性计划 (ASIP) 来监控其关键部件的结构完整性。RMAF 使用飞机关键结构的工程分析概念制作了任务卡。使用了各种计算机辅助工程 (CAE) 方法，对于此分析，使用裂纹扩展预测方法来确定裂纹扩展行为及其在发生任何裂纹时的最终失效点。虽然有六个关键位置，但选择翼根是因为它最有可能疲劳失效。讨论的分析方法是裂纹扩展分析和低周疲劳。对于数值方法，使用 NX Nastran 模拟裂纹扩展。裂纹扩展分析的结果与数值结果进行了验证。结论是，基于疲劳寿命循环，机翼根部结构状况不会受到严重损坏的影响，无论是通孔还是贯穿侧裂纹，其失效时间约为 30 至 100 年。因此，其结构寿命可以延长。研究成果将致力于延长飞机机翼的结构寿命。
老化系统的持续适航性 - NATO STO
第 10 章 – 增强型机翼拆卸支持 F-16 10-1 结构寿命管理 1 10.1 简介 10-1 10.2 爱尔兰皇家空军 F-16 机队的结构寿命管理 10-1 10.2.1 历史 10-1 10.2.2 SLM 框架 10-1 10.2.3 国内 SLM 活动示例 10-2 10.2.3.1 单独飞机跟踪 10-2 10.2.3.2 NDI 技术评估 10-4 10.2.3.3 事故调查 10-5 10.2.3.4 新紧固件系统评估 10-6 10.2.3.5 拆卸检查 10-8 10.3 增强型 F-16 15 段机翼拆卸 10-9 10.3.1 F-16 Block 15 机翼拆卸检查 @ 4,200 FH 10-10 10.3.2 F-16 Block 15 机翼损伤增强试验及后续拆卸 10-13 10.3.2.1 载荷引入 10-14 10.3.2.2 试验设置 10-14 10.3.2.4 标记载荷 10-18 10.3.2.5 试验活动 10-19 10.3.2.6 试验期间的明显疲劳裂纹 10-20 10.3.2.7 WDET 后拆卸检查 10-21 10.3.2.8 定量断口分析 10-22 10.3.2.9 RNLAF F-16 Block 15 机翼的经济使用寿命 10-26 10.4 结论 10-27 10.5 展望 10-28 10.6 参考文献 10-29
继续老化系统的适航性 - DTIC
第 10 章 – 增强型机翼拆卸支持 F-16 10-1 结构寿命管理 1 10.1 简介 10-1 10.2 爱尔兰皇家空军 F-16 机队的结构寿命管理 10-1 10.2.1 历史 10-1 10.2.2 SLM 框架 10-1 10.2.3 国内 SLM 活动示例 10-2 10.2.3.1 单独飞机跟踪 10-2 10.2.3.2 NDI 技术评估 10-4 10.2.3.3 事故调查 10-5 10.2.3.4 新紧固件系统评估 10-6 10.2.3.5 拆卸检查 10-8 10.3 增强型 F-16 15 段机翼拆卸 10-9 10.3.1 F-16 Block 15 机翼拆卸检查 @ 4,200 FH 10-10 10.3.2 F-16 Block 15 机翼损伤增强试验及后续拆卸 10-13 10.3.2.1 载荷引入 10-14 10.3.2.2 试验设置 10-14 10.3.2.4 标记载荷 10-18 10.3.2.5 试验活动 10-19 10.3.2.6 试验期间的明显疲劳裂纹 10-20 10.3.2.7 WDET 后拆卸检查 10-21 10.3.2.8 定量断口分析 10-22 10.3.2.9 RNLAF F-16 Block 15 机翼的经济使用寿命 10-26 10.4 结论 10-27 10.5 展望 10-28 10.6 参考文献 10-29