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World File Search System结构疲劳
飞机结构疲劳
简介 vl 合同可靠性验收程序—j。DE s. COUTINHO 。。3 直升机旋翼叶片使用寿命验证的新技术 K. B. AMER、R. J. SULLIVAN 和 J. D. EAKIN 36 冗余结构的疲劳失效—R。A. HELLER 和 R. c. DONAT 55 可靠性的材料方面—A。M. FREUDENTHAL 67 某些铝和钛合金的随机载荷疲劳裂纹扩展行为—s。H. SMITH 74 高性能军用飞机疲劳能力评估 E. D. BOUCHARD 101 讨论 132 适用于飞机疲劳寿命的散射因子的开发— L. F. IMPELLIZZERI 136 讨论 157 铝和钛合金未加工、机械加工和化学加工板的疲劳试验—R.E. WHALEY 158 循环扭转与轴向载荷的相互作用—MARIA RON AY 176 锻造 ZK60A-T5 镁和 2014-T6 铝轮的滚动疲劳试验—R.D. BEHR AND s. CAMPBELL 190
飞机结构疲劳 - DTIC
防止疲劳失效的设计程序是经验性的，不幸的是，它们会产生不同的结果。在大多数实际情况中，有各种替代程序，这些程序只能进行相对评估。为简明起见，本书仅选择了飞机设计师在编写手稿时使用的部分程序进行讨论。希望能够取得许多改进。因此，本文提供的数据和程序应被视为设计考虑的起点，而不是不可违反的规则。本书旨在为防止疲劳失效的工程提供有用的背景。本书的任何部分都无意免除工程师始终使用可用的最佳信息来提供结构可靠性的挑战和责任。
飞机结构疲劳 - DTIC
防止疲劳失效的设计程序是经验性的，不幸的是，它们会取得不同的结果。在大多数实际情况中，有各种替代程序，只能相对评估。为简明起见，本书仅选择了飞机设计师在编写手稿时使用的一些程序进行讨论。希望能够取得许多改进。因此，此处提供的数据和程序应被视为设计考虑的起点，而不是不可违反的规则。本书计划为防止疲劳失效的工程提供有用的背景。本书的任何部分都无意免除工程师始终使用最佳可用信息来提供结构可靠性的挑战和责任。
飞机结构疲劳 - Biblioteka Nauki
虚拟测试和混合仿真已成为飞机设计和验证的重要趋势。传统的测试金字塔（或构建块）方法强调单轴试样测试和全结构认证测试，正受到挑战。研究人员正试图使用先进的测试和仿真方法来取代测试金字塔方法。在物理测试之前，可以进行虚拟测试来模拟物理测试。可以构建和验证包括控制器、执行器和夹具在内的完整测试系统的虚拟模型。在这项工作中，我们开发并验证了一个示例，以展示虚拟测试过程的潜力。混合仿真是一种在实际负载条件下分析分析模型和物理结构集成系统的方法。混合仿真将实验室测试与数值分析相结合，以探索这两种方法的优势。在本研究中，对简化的飞机机翼进行了混合仿真，以演示该过程。虚拟测试和混合仿真是测试金字塔方法的替代方法。认证仍然需要全尺寸测试，但对测试件了解得越多，全尺寸认证测试成功的机会就越大。
结构疲劳裂纹长度估算和... - PHM 协会
本文介绍了“Angler”团队为 2019 年 PHM 大会数据挑战赛开发的方法。该挑战赛旨在使用当前载荷循环下的超声波信号估计某种铝结构的疲劳裂纹长度，并尽可能准确地预测未来多个载荷循环下的裂纹长度（多步预测）。为了估计裂纹长度，从超声波信号中提取了四个裂纹敏感特征，即第一个峰值、均方根值、峰度对数和相关系数。提出了一个集成线性回归模型来映射这些特征及其与裂纹长度的二阶相互作用。采用最佳子集选择方法来选择最佳特征。为了预测裂纹长度，推导出巴黎定律的变体来描述裂纹长度与载荷循环次数之间的关系。使用遗传算法学习巴黎定律的材料参数和应力范围。这些参数将根据上一步预测的裂纹长度进行更新。然后，预测了恒幅荷载工况或变幅荷载工况下未来荷载循环次数对应的裂纹长度。根据数据挑战赛委员会提供的分数计算规则，本文提出的方法获得了 16.14 分，在所有参赛队伍中排名第三。
航空铝合金结构疲劳裂纹扩展速率预测
在航空航天工业中，疲劳裂纹扩展对飞机结构机械装配设计构成了严重威胁。在这些结构中，裂纹扩展是一个需要认真处理的问题，因为除了经济损失之外，还会影响人员生命安全。疲劳裂纹扩展 (FCG) 速率是在恒定振幅载荷作用下，裂纹随循环数增长的速率。分析曲线后发现，应力强度因子 (SIF) 范围“ ∆𝐾 ”与 FCG 速率“ 𝑑𝑎 𝑑𝑁 ⁄ ”之间的相关性呈偏离线性关系，曲线的区域 II 也称为巴黎区域。经验公式方法不能令人满意地处理线性因子。与之前的方法相比，机器学习算法凭借其出色的学习能力和灵活性，能够更好地处理非线性问题。在本研究工作中，利用基于遗传算法、爬山算法和模拟退火算法的优化神经网络来预测 FCG 率。通过对 2324-T39、7055-T7511 和 6013-T651 等不同航空铝合金进行测试，验证了所提出的技术。通过基于模拟退火的优化神经网络，对铝合金 6013-T651 的最小预测 MSE 为 1.0559 × 10 −9。此外，结果与实验过程中设想的数据非常吻合。
为进行结构疲劳评估而对大气扰动引起的飞机整体结构载荷进行评估
摘要：本文介绍了一种根据飞行记录的传感器数据估计大气扰动引起的全局结构载荷的方法。所提出的方法基于用扰动动力学增强动态、灵活的飞机模型。推导出此增强模型的状态观测器，即卡尔曼-布西滤波器。传感器数据通过观测器处理，从而能够估计飞机遇到的大气扰动。随后，这些估计的扰动用于估计全局飞机载荷。为了评估载荷估计结果，应用了等效损伤载荷的概念。它将全局载荷与其对飞机结构疲劳的影响联系起来。为了验证所提出的工具链，模拟了认证中的设计场景，即离散阵风和连续湍流遭遇，以模拟真实的运行数据。收集的数据用于将得到的估计载荷与模拟载荷与等效损伤载荷进行比较。
确保 RAL 空间中卫星的振动可靠性......
挑战 JWST 是一种脆弱的技术，必须承受作为运载火箭 6 吨有效载荷的运输。卫星及其组件（如 MIRI）必须承受火箭发动机与发射台环境之间约 145 dB 相互作用产生的噪音和随后的振动、颠簸的跨音速爬升阶段、级间分离时的火爆冲击和湍流边界层激发。这些发射力会导致弹性金属结构疲劳，更不用说像 MIRI 这样的仪器的敏感电气和光学元件了。