本文從飛機(jī)型號(hào)單機(jī)壽命管理的需求出發(fā),著眼于解決單機(jī)壽命管理中兩大難點(diǎn)之一的飛行載荷分散性問(wèn)題,通過(guò)對(duì)飛行參數(shù)的解析并結(jié)合飛機(jī)設(shè)計(jì)使用的氣動(dòng)載荷數(shù)據(jù)庫(kù)、質(zhì)量分布數(shù)據(jù),開發(fā)了一套載荷即時(shí)分析計(jì)算方法。

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【部分圖文】：

圖1飛機(jī)法向過(guò)載時(shí)間歷程曲線

但在目前試驗(yàn)技術(shù)與計(jì)算分析手段不斷進(jìn)步的情況下，在一定程度上氣動(dòng)試驗(yàn)提供的數(shù)據(jù)越來(lái)越詳細(xì)、飛機(jī)質(zhì)量分布數(shù)據(jù)越來(lái)越精確、各個(gè)型號(hào)開展的載荷實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)得到大量的搜集和整理，極大的創(chuàng)造了改變這種現(xiàn)狀的條件，使比較準(zhǔn)確的分析單架次飛行載荷成為可能。圖2飛行參數(shù)統(tǒng)計(jì)

圖2飛行參數(shù)統(tǒng)計(jì)

圖1飛機(jī)法向過(guò)載時(shí)間歷程曲線2.2氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)

圖3機(jī)翼氣動(dòng)壓力分布

在型號(hào)設(shè)計(jì)過(guò)程中，需要進(jìn)行大量的數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)，對(duì)載荷確定有關(guān)聯(lián)的有常規(guī)全機(jī)測(cè)力試驗(yàn)、全機(jī)部件測(cè)力試驗(yàn)、全機(jī)測(cè)壓試驗(yàn)[2]，這些試驗(yàn)提供了飛機(jī)設(shè)計(jì)中全機(jī)、部件的力、力矩系數(shù)以及各部件的表面壓力分布數(shù)據(jù)，如圖3所示，為某狀態(tài)下機(jī)翼的測(cè)壓試驗(yàn)得到的表面壓力曲線。通過(guò)對(duì)這些數(shù)據(jù)進(jìn)行....

圖4隨時(shí)間歷程機(jī)翼氣動(dòng)載荷

圖4為某架次飛參對(duì)應(yīng)的機(jī)翼氣動(dòng)載荷隨時(shí)間歷程數(shù)據(jù)，同理可實(shí)現(xiàn)其余部件的載荷與飛參時(shí)間歷程的對(duì)應(yīng)，再結(jié)合分布載荷與慣性載荷，可以為每一架次飛機(jī)對(duì)結(jié)構(gòu)的損耗提供具體的基礎(chǔ)參數(shù)。2.3分析流程

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