基于结构疲劳寿命预测的机队维修决策方法研究
【图文】:
图 2-3 机身壁板Fig.2-3 The fuselage panel飞机制造中广泛应用的 2024-T35疲劳试验机。试验采用试验机配置。试验采用正弦波对试件进行加载大载荷为 4.5kN,应力比为 0.2。如紧固孔的一侧预制了一个 3mm 的初裂纹扩展曲线。 120 50R 30R 15.00 63mm预制裂纹
- 123 -图 6-3 飞机结构 PHM 健康管理系统架构Fig.6-3 The architecture of PHM-based aircraft structure health management system由图 6-3 可知,飞机结构 PHM 健康管理系统主要由 3 个系统层面构成。的支撑环境包括操作系统、网络系统、数据库和硬件设备等。3 个系统层主要内容如下:(1) 数据管理层:数据管理层用于管理飞机结构 PHM 健康管理系统过程中使用和产生的所有数据信息,其是整个系统的信息基础,其中:1) 结构状态数据:主要用来存储机载传感器采集到的结构健康状态原号数据、去噪后的传感器数据。值得注意的是,结构状态数据的存储不仅当次飞行任务执行完毕后,停机接收的实时状态数据还包括整个飞机服役接收和产生的历史结构状态数据。完整的数据存储,对于分析历史数据,飞机结构设计,,提高结构的疲劳性能以及提供更可靠的维修计划,具有重
【学位授予单位】:哈尔滨工业大学
【学位级别】:博士
【学位授予年份】:2018
【分类号】:V267
【参考文献】
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本文编号:2612578
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