CN114936426A - 战斗机结构寿命计算方法 - Google Patents

战斗机结构寿命计算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114936426A
CN114936426A CN202210650992.7A CN202210650992A CN114936426A CN 114936426 A CN114936426 A CN 114936426A CN 202210650992 A CN202210650992 A CN 202210650992A CN 114936426 A CN114936426 A CN 114936426A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fighter
overload
evaluated
equivalent
weight
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210650992.7A
Other languages
English (en)
Inventor
张柱柱
毛海涛
焦鹏
胡文林
周圣林
林典雄
刘军
张旸
沈沛
刘宇麟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Unit 92728 Of Pla
Original Assignee
Unit 92728 Of Pla
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Unit 92728 Of Pla filed Critical Unit 92728 Of Pla
Priority to CN202210650992.7A priority Critical patent/CN114936426A/zh
Publication of CN114936426A publication Critical patent/CN114936426A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/04—Ageing analysis or optimisation against ageing
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

本发明公开了一种战斗机结构寿命计算方法，包括：获取待评估战斗机的飞行参数、燃油消耗和挂载状态信息；对待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据；根据飞行参数、燃油消耗、挂载状态信息和有效过载数据中的至少一者，分别获取待评估战斗机的当量重量信息、当量过载信息和当量载荷信息；将当量载荷信息转化为结构载荷谱，并对结构载荷谱进行修正；根据修正后的结构载荷谱，通过疲劳损伤准则对待评估战斗机进行疲劳寿命计算。本发明实施例提出了一种基于战术任务的战斗机结构寿命计算方法，利用飞参数据实现了对战术任务中战斗机结构寿命的监控，可为战斗机机体结构风险评估和合理使用计划安排提供支持。

Description

战斗机结构寿命计算方法
技术领域
本发明涉及飞机结构健康监控技术领域，具体涉及一种战斗机结构寿命计算方法。
背景技术
战斗机是战时获取制空权及摧毁敌人使用空权能力的军用机种，具有飞行性能优良、机动灵活、火力强大的特点。由于执行战术任务需要，战斗机在战术训练中常需进行大过载机动，机体结构将承受高达7g以上的过载，加重了其机翼结构等主要机体承力结构的疲劳累积损伤。并且，在执行战术任务时，为使战斗机处于最大战斗力状态，战斗机常需满油满弹起飞。国产某型重型战斗机可满载十吨左右燃料并挂载数吨弹药，使飞机重量增加十数吨。再加上大过载机动，将给机体结构带来更大负荷，严重消耗结构寿命。国产某型飞机因开展大过载机动战术训练任务较多，其机翼结构出现了较大范围的裂纹，致使该型飞机被限制使用，严重制约了部队飞行训练任务的开展。
目前，我军飞机使用寿命监控方法还是传统的基于机群寿命的计算方法。机群寿命计算方法依据的是机群的预期使用强度，而对每架飞机而言，其服役期间的使用强度并不一致。利用飞机飞参数据进行单机寿命监控是一种经济可行的单机寿命监控方法。飞参数据记录了飞机在飞行过程中重心的变化，包括飞机位置、高度、速度、过载、姿态等信息，由这些信息可获知飞机的飞行任务载荷信息。基于飞行任务载荷信息，将飞机结构作为整体来处理，通过引入当量损伤指标，就可以构建飞机已飞载荷历程与基准谱轻重程度的关系。随着我军实战化训练的不断深入，战斗机部队的战术训练强度和飞行时间不断增加，部队战斗力水平也不断提升。但同时，大强度的战术训练任务也给装备带来了较大负担，战斗机使用寿命消耗过快，以前未出现过的结构强度问题不断涌现。
因此，如何提高对于大过载机动战术任务战斗机的结构寿命评估结果的精度，成为目前亟待解决的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种战斗机结构寿命计算方法，以解决现有技术中使用传统的基于机群寿命的计算方法，对于大过载机动战术任务战斗机的结构寿命评估结果的精度不够高的问题。
本发明实施例提供了一种战斗机结构寿命计算方法，包括：
获取待评估战斗机的飞行参数、燃油消耗和挂载状态信息；
对待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据；
根据飞行参数、燃油消耗、挂载状态信息和有效过载数据中的至少一者，分别获取待评估战斗机的当量重量信息、当量过载信息和当量载荷信息；
将当量载荷信息转化为结构载荷谱，并对结构载荷谱进行修正；
根据修正后的结构载荷谱，通过疲劳损伤准则对待评估战斗机进行疲劳寿命计算。
可选地，飞行参数包括过载、剩余油量、飞行时间和外部挂点位置。
可选地，在对待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据之前，还包括：
获取待评估战斗机的重心过载历程和油料消耗历程。
可选地，对待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据，包括：
对待评估战斗机的飞参数据进行判读，以剔除失真数据和丢失数据；
采用雨流计数法对待评估战斗机的飞机过载谱进行计数，获得去除中间点的过载峰谷历程曲线；
根据预设滤波阈值，滤除过载峰谷历程曲线中的小过载循环数据。
可选地，预设滤波阈值的设置包括：
选定至少三个典型过载循环；
根据典型过载循环对结构疲劳损伤进行试算；
根据试算的损伤比确定阈值范围。
可选地，获取待评估战斗机的当量重量信息包括：
获取各油箱和外挂点相对于待评估战斗机重心的距离，根据油箱和外挂点的弯矩计算对应载荷，将待评估战斗机的重量转化为标准起飞重量下的当量重量；
根据待评估战斗机内部各油箱燃油消耗情况和外部挂载情况，将剩余燃油重量和外部挂载重量分别折算为剩余燃油当量重量和外部挂载当量重量。
可选地，根据实测瞬时过载、待评估战斗机的当量重量和标准起飞重量折算出待评估战斗机的当量过载信息。
可选地，根据标准起飞重量下的结构载荷和当量过载信息计算出待评估战斗机的当量载荷信息。
可选地，采用Miner准则对待评估战斗机进行疲劳寿命计算。
可选地，采用Goodman模型对结构载荷谱进行修正。
本发明实施例的有益效果：
针对战术任务中大过载机动飞行对战斗机机体结构寿命消耗问题，本发明实施例提出了一种基于战术任务的战斗机结构寿命计算方法，利用飞参数据实现了对战术任务中战斗机结构寿命的监控，可为战斗机机体结构风险评估和合理使用计划安排提供支持。
附图说明
通过参考附图会更加清楚的理解本发明的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本发明进行任何限制，在附图中：
图1示出了本发明实施例1中一种战斗机结构寿命计算方法的流程图；
图2示出了本发明实施例2中一种某型战斗机某次战术任务中的重心过载历程；
图3示出了本发明实施例2中一种简化处理后的过载循环。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
本发明实施例提供了一种战斗机结构寿命计算方法，如图1所示，包括：
步骤S1，获取待评估战斗机的飞行参数、燃油消耗和挂载状态信息。
在本实施例中，在本实施例中，根据战斗机结构寿命计算需要，对战斗机飞行参数数据进行筛选，选取过载、剩余油量、飞行时间、外部挂点等参数，并记录飞机重心过载历程和油料消耗历程。飞机燃油重量可根据滤波后的过载谱各过载循环对应的飞行时间，获得各过载循环对应的飞机剩余燃油重量。飞参数据中并没有记录飞机挂载重量的参数，但飞参数据中记录了飞机外部各挂载点有无挂载，再根据飞行训练科目即可获得挂载类型和挂载重量。
步骤S2，对待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据。
步骤S3，根据飞行参数、燃油消耗、挂载状态信息和有效过载数据中的至少一者，分别获取待评估战斗机的当量重量信息、当量过载信息和当量载荷信息。
在本实施例中，飞行中的战斗机重量由飞机空重、飞行员重量、剩余燃油重量和挂载重量等组成。其中飞机空重和飞行员重量可以认为是已知定值，而剩余燃油重量和挂载重量则根据步骤S1中的飞行参数、燃油消耗和挂载状态信息获得。
现代战斗机为了增加航程和增强战斗力，其载油量和载弹量与日俱增。为了容纳更多的燃油，机身内部空间包括机翼、垂直尾翼等均布置有油箱。外部通常会有数个至十数个挂载点。显然不同位置的油箱和挂点，其对机体结构的疲劳损伤并不相同，距离飞机重心越远，其载荷越大。根据飞行参数、燃油消耗和挂载状态信息，可以得知飞机内部油箱重量和外部挂载的油箱剩余燃油重量信息。
为了更精确的计算结构寿命，根据各油箱和外挂点相对飞机重心的距离，根据其弯矩计算载荷，将飞机重量转化为标准起飞重量下的当量重量。
在具体实施例中，获取待评估战斗机的当量重量信息包括：
获取各油箱和外挂点相对于待评估战斗机重心的距离，根据油箱和外挂点的弯矩计算对应载荷，将待评估战斗机的重量转化为标准起飞重量下的当量重量；
根据待评估战斗机内部各油箱燃油消耗情况和外部挂载情况，将剩余燃油重量和外部挂载重量分别折算为剩余燃油当量重量和外部挂载当量重量。
在具体实施例中，根据实测瞬时过载、待评估战斗机的当量重量和标准起飞重量折算出待评估战斗机的当量过载信息。
在具体实施例中，根据标准起飞重量下的结构载荷和当量过载信息计算出待评估战斗机的当量载荷信息。
在具体实施方式中，根据飞机内部各油箱燃油消耗情况和外部挂载情况，将飞机剩余燃油重量和外部挂载重量分别折算为剩余燃油当量重量和外部挂载当量重量。
剩余燃油当量重量为：
Wy’＝∑Wy×ly (1)
式中，Wy’为剩余燃油当量重量；Wy为油箱剩余燃油重量；ly为油箱相对飞机重心位置。
外部挂载当量重量为：
Wg’＝∑Wg×lg (2)
式中，Wg’为外部挂载当量重量；Wg为外部挂点挂载重量；lg为挂点相对飞机重心位置。
飞机当量重量为：
W’＝W0+Wy’+Wg’ (3)
式中，W’为飞机当量重量；W0为飞机空重。
对于与战斗机重心过载相关的机体结构，其在大过载下的结构疲劳损伤可通过当量化处理，折算为相对标准起飞重量下的当量过载。将执行不同战术任务下的战斗机过载进行当量化处理，折算为相对于标准起飞重量下的过载：
G’＝G0×W’/W1 (4)
式中，G’为当量过载；G0为实测瞬时过载；W1为标准起飞重量。
获得不同战术任务下战斗机的当量过载后，就可由标准起飞重量下结构载荷计算获得战斗机结构的当量载荷：
P’＝P0×G’ (5)
式中，P’为当量载荷；P0为标准起飞重量下的结构载荷。
步骤S4，将当量载荷信息转化为结构载荷谱，并对结构载荷谱进行修正。
将待评估战斗机飞参数据中获得的过载谱转化为结构载荷谱。但是转化后载荷谱的每个载荷循环的应力比R并不一致，不利于疲劳寿命计算，并且平均应力也会对结构疲劳寿命产生影响，在本实施例中，利用平均应力修正模型对结构载荷谱进行修正。
步骤S5，根据修正后的结构载荷谱，通过疲劳损伤准则对待评估战斗机进行疲劳寿命计算。
针对战术任务中大过载机动飞行对战斗机机体结构寿命消耗问题，本发明实施例利用飞参数据实现了对战术任务中战斗机结构寿命的监控，利用飞参数据获取战斗机的过载历程，并将不同战术任务下的战斗机过载转换为当量过载，从而实现对执行战术任务后战斗机结构寿命的精确计算，可为战斗机机体结构风险评估和合理使用计划安排提供支持。
作为可选的实施方式，对待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据，包括：
对待评估战斗机的飞参数据进行判读，以剔除失真数据和丢失数据；
在本实施例中，由于电子干扰、噪声等影响，飞参数据中可能会存在数据错误、数据丢失等情况，需首先对飞参数据进行判读，对失真和丢失数据进行预处理。
采用雨流计数法对待评估战斗机的飞机过载谱进行计数，获得去除中间点的过载峰谷历程曲线。
在本实施例中，飞参数据的采样率同样对战斗机结构寿命计算起到重要影响。飞参数据的采样率越高，就越能够真实地反映飞机的真实状态。尤其是对于飞机的过载状态，较低的采样率可能会错过飞机过载的峰谷值，影响结构寿命计算精度。但过高的采样率又会使得数据量变得相当庞大。而在疲劳寿命计算中，起作用的只是载荷的峰谷值，因此为简化过载谱，可将过载谱中间点去除，只保留峰谷值。
雨流计数法是常用的结构载荷谱筛选方法，它可以将由实测获得的随机载荷谱转化为若干个循环载荷谱，以便于对结构进行疲劳寿命计算。本实施例利用雨流计数法对实测的飞机过载谱进行计数，获得去除中间点的过载峰谷历程曲线。
根据预设滤波阈值，滤除过载峰谷历程曲线中的小过载循环数据。
在本实施例中，利用雨流计数法对飞机过载谱进行计数后，获得的过载峰谷历程曲线是进行结构疲劳寿命计算的基础。但结构疲劳寿命主要受大过载循环影响，小过载循环对机体结构疲劳损伤影响几乎可以忽略不计。因此，为了减轻结构寿命计算量，选取适当的滤波阈值，将过载谱中的小过载循环滤除。
作为可选的实施方式，预设滤波阈值的设置包括：
选定至少三个典型过载循环；
根据典型过载循环对结构疲劳损伤进行试算；
根据试算的损伤比确定阈值范围。
在本实施例中，过载谱滤波中阈值的选取至关重要，在过滤掉对结构疲劳损伤影响较小的小过载循环的同时，又要保证滤波后的过载谱累积损伤与原始过载谱基本一致。为了保证滤波阈值的有效性，可以先选定几个典型过载循环，并对结构疲劳损伤进行试算，再依据试算的损伤比选择有效阈值。
作为可选的实施方式，采用Miner准则对待评估战斗机进行疲劳寿命计算。
获得战斗机结构修正后的载荷谱后，就可以通过疲劳损伤准则进行结构的疲劳寿命计算。Miner疲劳损伤准则是工程上广泛应用的一种疲劳寿命计算方法，具有形式简单，便于工程计算的特点，本实施例采用Miner准则对战斗机结构进行疲劳寿命计算。Miner准则的形式为：
Figure BDA0003686115820000081
式中，ni为载荷谱中各级应力水平的循环数；Ni为在各级应力水平单独作用下的破坏循环数；D为结构总损伤；k表示载荷谱应力水平的级数。
作为可选的实施方式，采用Goodman模型对结构载荷谱进行修正。
在本实施例中，采用Goodman模型对载荷谱进行修正，Goodman模型的计算公式为：
Figure BDA0003686115820000082
式中，σa为应力幅值；σm为应力均值；σae为等效应力幅值；σb为材料抗拉强度。
实施例2
某型战斗机空重14吨，最大起飞重量30吨，机体内部最大载油量6.5吨，机体外部挂载点9个。本实施例以该型战斗机为例，根据该机型结构特点和执行战术任务情况，利用飞参数据对其进行结构疲劳寿命计算，并以此验证实施例1提出的基于战术任务的战斗机结构寿命计算方法。
1、当量重量计算
该型战斗机外部共有9个挂点，各挂点距离飞机中轴线距离如表1所示。该型战斗机执行的战术任务包括战斗巡逻、截击、对地压制、近距离空中支援、反舰、反跑道、反装甲和轰炸等，其中在战斗巡逻和截击任务中会进行大过载机动飞行。因此选取战斗巡逻、战巡/截击和截击3种典型战术任务对该型战斗机进行结构寿命计算，3种典型战术任务下的挂载方案如表2所示，并利用式(2)将各挂载方案下的挂载重量转换为当量挂载。
表1某型战斗机挂载点位置(单位：m)
Figure BDA0003686115820000091
表2不同挂载方案下的当量挂载重量(单位：kg)
Figure BDA0003686115820000092
表3某型战斗机内部油箱位置(单位：m)
Figure BDA0003686115820000093
表4内部燃油当量重量(单位：t)
Figure BDA0003686115820000094
该型战斗机内部燃油主要储存于机身、机翼和垂直尾翼结构中，内部各油箱距离飞机重心位置如表3所示，并利用式(1)将燃油重量转换为当量燃油重量，如表4所示。
2、当量重量计算
对3种典型战术任务下该型战斗机的结构寿命进行了计算，计算结果如表5所示。表中可见，在7g大过载下，满油满弹状态下战斗机的结构疲劳损伤显著高于无挂载状态，最大挂载下的结构损伤达到了无挂载状态下的15.02倍。但是在实际任务中，战斗机通常不会在满油状态下做大过载机动，而是消耗一定燃油量，到达指定区域后，才开始进行战术训练，表5中序号5、6状态更接近于这种实际情况。在这两种情况下，战斗机结构疲劳损伤分别达到了满油无挂载状态下的3.22和1.80倍。
表5不同战术任务下的战斗机结构损伤
Figure BDA0003686115820000101
3、基于战术任务的结构寿命计算
根据该型战斗机飞参系统中记录的过载谱，可计算获得其在一次战术任务中的结构疲劳累积损伤。由飞参系统获得的该型战斗机某次战术任务过程中的过载谱如图2所示。
对获得的过载谱进行判读、简化、滤波等预处理，并利用雨流计数法对过载谱进行计数，获得计数后的过载循环如图3所示。图3中可见经过雨流计数法计数后，过载谱被简化为7个过载循环，对各级过载循环下的机体结构疲劳损伤进行计算，结果如表6所示。由表6可得在该次飞行任务中，机体结构的疲劳累积损伤为9.51×10-5，以该次飞行任务载荷为基准，机体结构疲劳寿命为10515次。
表6各级过载循环的疲劳损伤
Figure BDA0003686115820000111
虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下作出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。

Claims (10)

1.一种战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，包括：
获取待评估战斗机的飞行参数、燃油消耗和挂载状态信息；
对所述待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据；
根据所述飞行参数、所述燃油消耗、所述挂载状态信息和所述有效过载数据中的至少一者，分别获取所述待评估战斗机的当量重量信息、当量过载信息和当量载荷信息；
将所述当量载荷信息转化为结构载荷谱，并对所述结构载荷谱进行修正；
根据修正后的所述结构载荷谱，通过疲劳损伤准则对所述待评估战斗机进行疲劳寿命计算。
2.根据权利要求1所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，所述飞行参数包括过载、剩余油量、飞行时间和外部挂点位置。
3.根据权利要求1所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，在对所述待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据之前，还包括：
获取所述待评估战斗机的重心过载历程和油料消耗历程。
4.根据权利要求1所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，对所述待评估战斗机的过载数据进行预处理，以获取有效过载数据，包括：
对所述待评估战斗机的飞参数据进行判读，以剔除失真数据和丢失数据；
采用雨流计数法对所述待评估战斗机的飞机过载谱进行计数，获得去除中间点的过载峰谷历程曲线；
根据预设滤波阈值，滤除所述过载峰谷历程曲线中的小过载循环数据。
5.根据权利要求4所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，所述预设滤波阈值的设置包括：
选定至少三个典型过载循环；
根据所述典型过载循环对结构疲劳损伤进行试算；
根据试算的损伤比确定阈值范围。
6.根据权利要求1所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，获取所述待评估战斗机的当量重量信息包括：
获取各油箱和外挂点相对于所述待评估战斗机重心的距离，根据所述油箱和所述外挂点的弯矩计算对应载荷，将所述待评估战斗机的重量转化为标准起飞重量下的当量重量；
根据所述待评估战斗机内部各油箱燃油消耗情况和外部挂载情况，将剩余燃油重量和外部挂载重量分别折算为剩余燃油当量重量和外部挂载当量重量。
7.根据权利要求6所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，根据实测瞬时过载、所述待评估战斗机的当量重量和所述标准起飞重量折算出所述待评估战斗机的当量过载信息。
8.根据权利要求7所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，根据所述标准起飞重量下的结构载荷和所述当量过载信息计算出所述待评估战斗机的当量载荷信息。
9.根据权利要求1所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，采用Miner准则对所述待评估战斗机进行疲劳寿命计算。
10.根据权利要求1所述的战斗机结构寿命计算方法，其特征在于，采用Goodman模型对所述结构载荷谱进行修正。
CN202210650992.7A 2022-06-09 2022-06-09 战斗机结构寿命计算方法 Pending CN114936426A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210650992.7A CN114936426A (zh) 2022-06-09 2022-06-09 战斗机结构寿命计算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210650992.7A CN114936426A (zh) 2022-06-09 2022-06-09 战斗机结构寿命计算方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114936426A true CN114936426A (zh) 2022-08-23

Family

ID=82867185

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210650992.7A Pending CN114936426A (zh) 2022-06-09 2022-06-09 战斗机结构寿命计算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114936426A (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115983081A (zh) * 2023-03-17 2023-04-18 湖南云箭科技有限公司 原型机载装备替换用外挂物参数处理方法及系统
CN116306179A (zh) * 2023-05-22 2023-06-23 湖南云箭科技有限公司 机载外挂物起落冲击损伤评估用载荷筛选方法及系统

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115983081A (zh) * 2023-03-17 2023-04-18 湖南云箭科技有限公司 原型机载装备替换用外挂物参数处理方法及系统
CN116306179A (zh) * 2023-05-22 2023-06-23 湖南云箭科技有限公司 机载外挂物起落冲击损伤评估用载荷筛选方法及系统
CN116306179B (zh) * 2023-05-22 2023-09-12 湖南云箭科技有限公司 机载外挂物起落冲击损伤评估用载荷筛选方法及系统

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN114936426A (zh) 战斗机结构寿命计算方法
CN110502031B (zh) 基于任务需求的异构无人机集群协同最优配置方法
US10145708B2 (en) Power safety instrument system
CN110941283B (zh) 一种基于任务需求的异构无人机集群协同最优配置方法
CN105550473B (zh) 一种基于支持向量机分类的重着陆预测方法
CN102901531A (zh) 一种飞机着陆品质的检测方法
US8666698B2 (en) Aircraft takeoff weight calculating method and system
CN108100301A (zh) 一种用于直升机模拟机客观测试的试飞数据处理方法
CN111062092B (zh) 一种直升机飞行谱编制方法和装置
CN105905314A (zh) 一种飞机重着陆智能监控方法
CN111079296A (zh) 一种飞机部件及飞机飞行载荷评估方法
CN113386974B (zh) 一种伞降回收滑撬缓冲中小型无人机机体寿命测试方法
CN114139902B (zh) 基于敏感性分析的航空装备人员搜救体系贡献度评估方法
CN114357729A (zh) 一种基于损伤表征天空点的疲劳载荷谱编制方法
CN110705153B (zh) 一种无人机多阶安全系数取值方法
CN114154708A (zh) 一种航空器燃油消耗的预测方法
CN117709232A (zh) 一种基于随机抽样方法的严重突风过载谱编制方法
Xue et al. Autonomous evaluation method of unmanned equipment based on OODA-I framework
Chang et al. Effectiveness Evaluation of Marine Law Enforcement Unmanned Aerial Vehicle Based on ADC Model
CN116503766B (zh) 基于航空装备飞参数据分析机动能力的方法
Mikhailov et al. Problems of complex safety of helicopter operation with regard for real expenditure of its service life
CN114139903A (zh) 一种航空装备的人员搜救体系贡献度评估方法
Patel et al. Statistical modeling of F/A-22 flight test buffet data for probabilistic analysis
CN113919639A (zh) 一种无人机机巡作业风险评价方法
Campbell Flight loads on large aircraft engaged in 1974 budworm spraying program

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination