标题：一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法

摘要：本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明根据螺栓受力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了螺栓的疲劳寿命设计方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，计算过程便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了螺栓疲劳寿命设计时应同时考虑拉伸应力及剪切应力对螺栓疲劳寿命影响的问题。本发明先根据螺栓的受载特点，计算出螺栓的拉应力及剪切应力；然后采用强度第四理论，将螺栓承受的拉应力、剪切应力折算成当量拉应力；再根据螺栓自身结构特点，计算出螺栓固有性能DFR值；最后采用细节疲劳额定值DFR方法设计螺栓。

申请号：CN201310543115.0

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法，其特征是，设计方法包括以下步骤：
步骤一、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的拉应力σ：
其中，F是螺栓承受的轴向载荷，D是螺栓的直径；
步骤二、利用有限元软件，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的剪切应力τ：
其中，Q是螺栓承受的剪切载荷，D是螺栓的直径；
步骤三、利用强度第四理论，确定螺栓在飞机载荷谱中各个波峰、波谷下的当量拉应力σreq：
其中，σ为螺栓拉应力，τ为螺栓剪切应力；
步骤四、确定螺栓的应力比R :
其中，σmin是步骤三中当量拉应力σreq在飞机载荷谱中的最小值，σmax为步骤三中当量拉应力σreq在飞机载荷谱中的最大值；
步骤五、确定螺栓的细节疲劳额定值DFR：对于车制阳螺纹，DFR＝0.7*DFR0; 对于车制阴螺纹，DFR＝0.6*DFR0，其中，DFR0取值依据螺栓直径D及螺栓热处理强度极限σb确定；
步骤六、根据常规的疲劳分析方法确定螺栓目标寿命飞行次数Nm、疲劳可靠性系数FRF、飞机载荷谱中地空地损伤比λ；
步骤七、确定当量地空地循环数nD :
其中，Nm是目标寿命飞行次数，FRF是疲劳可靠性系数，λ是地空地损伤比；
步骤八、确定地空地循环许用应力[σmax]：
式中，
其中，S及σm0取值依据螺栓材料确定，nD是当量地空地循环数，DFR是螺栓的细节疲劳额定值，R是螺栓的应力比；
步骤九、确定螺栓疲劳裕度M.S. :
其中，[σmax]是地空地循环许用应力，σmax为步骤三中当量拉应力σreq在飞机载荷谱中的最大值；
步骤十、判断螺栓疲劳裕度M.S.是否大于0，若大于0，则螺栓疲劳满足设计要求，反之，根据《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》改变螺栓直径D或螺栓材料或螺栓热处理强度极限σb，返回步骤一，重新进行螺栓设计。

专利类型：发明申请

标题：一种用于静力试验的载荷施加方法

摘要：本发明属于静力试验技术，涉及一种用于静力试验的载荷施加方法，尤其是一种用于载荷施加的真空吸盘。在试验件表面设置一个吸盘装置，吸盘装置包括吸盘、密封圈、吸嘴、吊环，吸盘采用金属材料制成，吸盘的直径与所施加的载荷的大小成正比，吸盘底部与试验件表面相连，吸盘上设有吸嘴，吸盘外表面顶部设置吊环，吸嘴通过真空胶管连接真空系统，对吸盘抽真空使吸盘与试验件之间形成真空空腔，吸盘底部的外缘设置密封圈，吊环与自锁钩一端相连，自锁钩的另一端与钢丝绳相连，钢丝绳与做动筒相连。本发明采用吸盘作为做动筒与试验件的连接件，由于吸盘与试验件表面是通过真空吸附的，安放快速，且对试验件的表面形状要求较低——平面、曲面、球面均可，只要吸盘底部与试验件表面能形成具有较好密封性的真空内腔即可，本发明连接可靠而不易脱落。

申请号：CN201310540918.0

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种用于静力试验的载荷施加方法，其特征是，在试验件表面设置一个吸盘装置，吸盘装置包括吸盘8、密封圈5、吸嘴4、吊环9，吸盘采用金属材料制成，吸盘的直径与所施加的载荷的大小成正比，吸盘底部与试验件6表面相连，吸盘上设有吸嘴4，吸盘外表面顶部设置吊环9，吸嘴4通过真空胶管连接真空系统，对吸盘抽真空使吸盘与试验件之间形成真空空腔7，吸盘底部的外缘设置密封圈，吊环与自锁钩3一端相连，自锁钩3的另一端与钢丝绳2相连，钢丝绳2与做动筒1相连。

专利类型：发明申请

标题：一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法

摘要：本发明属于疲劳试验技术领域，涉及一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法。本发明基于外场数据，因此，得到的疲劳开裂结构等效分析谱能够反映外场实际，谱型为等幅谱，不需要再做载荷谱简化工作，即可应用于改进分析和对比试验，确定改进方案的有效性，大幅缩短试验周期。本发明解决了外场疲劳裂纹排故中结构疲劳载荷谱数据不全或过于复杂的问题。

申请号：CN201310541197.5

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种疲劳开裂结构等效分析谱的构造方法，其特征是，第一步：确定疲劳关键部位PSE的数据，疲劳关键部位包括疲劳开裂部位和相邻结构部位，数据包括飞机整机目标寿命N0和疲劳开裂部位寿命N1；第二步：根据疲劳开裂结构部位，查阅相关疲劳分析手册、图册，获得同类飞机相似结构的地空地损伤比λj；第三步：根据飞机疲劳开裂结构部位及周边部位的静强度气动载荷分布，得到相应部位段的静强度载荷P和作用点Z, 用静强度载荷替代疲劳载荷，疲劳载荷P’ ＝P/1.5；第四步：计算疲劳关键部位PSE对应的细节疲劳额定值DFR，DFR＝DFRbase·K·F·RC；其中，DFRbase是结构DFR基准值，K是应力集中系数，F是粗糙度系数，RC疲劳额定值系数；第五步：按照飞机的目标寿命取N0、疲劳分析手册给定的疲劳可靠性系数FRF及计算得到的DFR，通过DFR法，得到不同应力比RGAG和地空地损伤比下的地空地循环最大应力σmaxGAG对应不同应力水平的疲劳寿命NR变化曲线；第六步：建立疲劳关键部位段的有限元分析模型，施加疲劳载荷P’ ，获得关键部位PSE的最大应力σ1；第七步：选择一个应力比RGAG下的不同地空地损伤比的地空地循环最大应力σmaxGAG与NR的变化曲线，在这幅曲线中找出关键部位PSE的最大应力σ1和疲劳开裂部位寿命N1对应的点，若落在某个曲线上，则直接得到该应力比RGAG下的疲劳开裂部位的地空地损伤比λ’ ，若落在两个曲线之间，则用插值的方式得到该应力比RGAG下的疲劳开裂部位的地空地损伤比λ’ ；第八步：依据疲劳载荷P’ 、地空地损伤比λ’ 得到构造的等效分析谱，谱型为等幅谱，该谱中地空地损伤比为λ’ ，载荷循环中峰值等于疲劳载荷P’ ，谷值为RGAG·P’。

专利类型：发明申请

标题：一种ARINC653标准下的航电系统分区窗口调度方法

摘要：本发明属于嵌入式时空分区技术，涉及一种ARINC653标准下的航电系统分区窗口调度方法。通过计算基准时间片Tp，以基准时间片为单位积木式拼接分区的执行窗口时间、主时间框架调度时间、系统空闲时间。分区周期、主时间框架均为基准时间片的整数倍，将分区因周期的不同要求而产生的调度排序问题得到简化。通过该方法每个分区的周期释放点均能落在本分区的时间窗口上。设计了两种分区调度中的周期控制模式以适用于不同类型的嵌入式系统：功能分区控制模式和IO分区进行控制模式。

申请号：CN201310542756.4

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种ARINC653标准下的航电系统分区窗口调度方法，其特征是，窗口调度的假设条件：
(1)完成分区任务划分后进行，适用于分区划分个数在2至20个之内；
(2)分区划分具有唯一独立IO分区，分区中只有IO分区具有对设备外的总线通讯权限，其他分区为功能分区，仅具有离散量通讯权限；
(3)分区划分运算量均衡，针对于特定性能CPU，最大分区不大于最小分区任务运算量10倍；
(4)嵌入式系统分区周期定义为毫秒级别，分区任务周期定义为5ms的整数倍；
(5)分区调度周期大于设备CPU处理周期10倍以上；
(6)分区间通讯采用端口通讯方式，支持采样端口或者队列端口；
采用单位时间片Tp方法，将主时间框架Ts、各分区运行窗口Tw、系统空闲时间窗口Idle以单位时间片Tp的整数倍进行排列，最终得到调度顺序；调度工作流程如下：
步骤1：针对机载计算机CPU计算能力，按照各分区分配功能，估算系统分区1、分区2…、分区n运行开销时间为t1、t2、t3…tn；
步骤2：设航电系统对分区运行余量要求为q%，分区时间窗口
(i=1，2, …n)计算各分区的窗口时间为Tw1、Tw2…Twn；
步骤3：各分区取整后的窗口时间为Tw1、Tw2…Twn，设分区的任务周期包含P1、P2、P3…Pm共m种不同周期，其中Pi<=Pj(j>i, j=1, 2, …m), 由上述假设条件(4)P1、P2、P3…Pm为5ms的整倍数，取P1、P2、P3…Pm、Tw1、Tw2…Twn的最大公约数为基准时间片Tp；
步骤4：IO分区负责各分区的数据对外通讯，IO分区周期为所有周期的最小值min(Pi)(i=1，2, …m)。定义主时间框架为Ts，所有分区时间窗口在Ts上进行排列，分区运行从Ts起始运行，逐步运行完所有分区以及系统空闲后到达Ts末端，到达Ts末端后，系统再次从Ts起始循环运行；
步骤5：定义所有任务周期P1、P2、P3…Pm的公约数和公倍数集合Vt，定义任一周期Pi，满足(1)对于任意小于Pi的周期Pj(j=1, 2, …i)，Pi是Pj(j=1, 2, …i公倍数，(2)对于任意大于Pi的周期Pk(k=i, i+1, …m)，Pi是Pk(k=i, i+1, …m)公约数；定义所有Pi的集合为Vp，取集合V＝Vt∪Vp；
步骤6：设航电系统运行时间余量为p%，分区i的最小周期为Pmi，取
为调度表中应用运行总时间；计算
为系统调度表最小安全门限；
步骤7：计算航电系统主时间框架为Ts，Ts为满足如下要求的最小值 : (1)Ts∈V; (2)Ts应不小于最小安全门限；
步骤8：将主时间框架以Tp为基准时间片进行分割，各个分区以计算后的窗口时间Tw1、Tw2…Twn依次排列于主时间框架之上，主时间框架剩余部分设定为航电系统空闲时间；
步骤9：根据分区1、分区2，分区3…分区n的相互依存关系，以及通讯密集程度将分区1到分区n进行排序；排序原则为：(1)具有生产顺序的相关分区，根据生产的前后顺序排列；(2)对具有系统启动需求的分区设计在调度表最前；(3)数据交互较多的分区相近排列；
(4)在IO分区窗口之间根据均衡分布剩余分区窗口；(5)对于具有任务周期Pmi小于主时间框架Ts的分区i(i=1，2, …n)，在调度表中出现[Tw÷Pmi]次，每次相距时间为Pmi，伴随每次分区i出现之间，至少安排一次IO分区出现；(6)IO分区出现次数为[Tw÷min(Pi)](i=1，2, …n)，间隔周期为所有周期的最小值min(Pi)(i=1，2, …n)；(7)将分区排序后主时间框架上剩余未分配的时间窗口设定为系统空闲窗口；
步骤10：选择分区调度表周期控制方式，周期控制方式为如下之一：
(1)功能分区控制
功能分区控制周期定义为：由功能分区进行周期控制，即功能分区将输出数据根据不同的周期Pi建立不同的周期任务i，由这些周期任务将数据按照周期Pi交给IO分区，IO分区负责接收到数据立即发送设备外部；
(2)IO分区周期控制
IO分区进行周期控制定义为：IO分区负责控制周期，在IO分区中实现P1、P2、P3…Pm等周期任务，各功能分区根据自身的周期需求P1、P2…Pi建立与IO分区的通讯端口1、端口2…端口i。各功能分区在本分区窗口运行结束时刻，将本分区所有周期Pi的发送数据发送给IO分区的相对应周期端口i上，IO分区以周期Pi去获取各分区传递在分区间端口i上的周期消息，组织数据传输。
步骤11：若选择IO分区进行周期控制方式，将IO分区的多个周期控制分散到调度表的多个IO分区中，将周期P1、P2…Pn进行分组，将不同Pi组的周期发送任务分散到不同的IO分区窗口释放，平衡总线负载；若经步骤9计算主时间框架上IO分区仅出现1次，则本条步骤不适用。

专利类型：发明申请

标题：一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法

摘要：本发明属于飞机主操纵系统疲劳试验及疲劳定寿技术领域，涉及一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法。本发明能够对一般飞机全机主操纵系统疲劳试验过程中的系统状态及疲劳加载进行有效监控，提高了飞机全机主操纵系统疲劳试验的进度，确保了试验质量，避免了事后发现疲劳试验无效而补做或重复系统疲劳试验周期或块谱试验的现象。

申请号：CN201310543028.5

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种用于飞机全机主操纵系统疲劳试验的监控分析方法，其特征是，疲劳试验监控分析方法为如下步骤：(1)在飞机全机主操纵系统的系统状态和疲劳加载调试完毕并全机主操纵系统疲劳试验运行稳定正常后，针对飞机全机主操纵系统的操纵载荷和位移谱，分别采集飞机副翼、平尾及方向舵操纵系统的操纵载荷和位移的实时加载曲线数据；(2)在实时加载曲线数据中，选取驾驶杆及左右脚蹬加载控制点初值曲线及数据、典型实时加载曲线最大值和实时加载曲线形状特征，同时，将采集的实时加载曲线数据按照控制点操纵位移以位移控制量的形式、控制点操纵载荷以载荷监视量的形式给出；(3)在飞机全机主操纵系统疲劳试验操纵载荷和位移谱中，设置并确定“15+2”个典型的监控／测量点，其中15个典型的监控／测量点为15个典型的地面实测及地面维护载荷情况：地面实测副翼驾驶杆左偏极限，地面维护副翼驾驶杆左偏极限，地面维护副翼驾驶杆右偏极限，平尾操纵系统大力臂状态下的地面实测平尾驾驶杆前推极限、地面实测平尾驾驶杆后拉极限、地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，平尾操纵系统小力臂状态下的地面维护平尾驾驶杆前推极限、地面维护平尾驾驶杆后拉极限，方向舵操纵系统大速度状态下的地面维护方向舵左脚蹬向前极限、地面维护方向舵右脚蹬向前极限，方向舵操纵系统小速度状态下的地面实测方向舵左脚蹬向前极限、地面实测方向舵右脚蹬向前极限、地面维护方向舵左脚蹬向前极限、地面维护方向舵右脚蹬向前极限；“15+2”中的2个典型的监控／测量点为2个典型的地面维护刹车载荷情况：方向舵操纵系统大速度状态下的地面维护小刹车情况和方向舵操纵系统小速度状态下的地面维护大刹车情况。分别对“15+2”个典型监控／测量点进行验证加载试验，以确定对应“15+2”个典型监控／测量点的实时加载曲线数据即加载控制点初值曲线及数据、典型操纵载荷和位移实时加载曲线数据最大值的稳定范围，以及表征实时加载曲线的固有形状及加载线性程度的加载曲线形状特征，形成对飞机全机主操纵系统疲劳试验的系统状态及疲劳加载监控分析的模板；(4)在飞机全机主操纵系统疲劳试验过程中，将对应典型监控／测量点采集的实时加载曲线数据与其模板数据分别进行对比，及时对全机主操纵系统状态以及疲劳加载实施有效监控；若数据不在模板的稳定范围内，则在疲劳试验现场对相关区 域的操纵系统及其支持部位进行检查，若数据在模板的稳定范围内，则继续当前试验周期的飞机全机主操纵系统疲劳试验或进行下一个试验周期的飞机全机主操纵系统疲劳试验。

专利类型：发明申请