飛行器結(jié)構(gòu)疲勞可靠性及航天器機(jī)械臂健康監(jiān)控研究.pdf

1、本文內(nèi)容由兩部分組成：飛行器結(jié)構(gòu)疲勞可靠性研究和航天器機(jī)械臂健康監(jiān)控研究。在飛行器結(jié)構(gòu)疲勞可靠性方面，主要針對老齡飛機(jī)的多部位損傷(Multiple-Site Damage)現(xiàn)象研究了如何估算MSD壁板剩余強(qiáng)度；在航天器機(jī)械臂健康監(jiān)控方面，進(jìn)行了航天器機(jī)械臂健康監(jiān)控方案設(shè)計(jì)和開發(fā)健康監(jiān)控驗(yàn)證系統(tǒng)的工作。 自從1988年Aloha空難以來，老齡飛機(jī)的多部位損傷現(xiàn)象和如何估算MSD壁板剩余強(qiáng)度的問題引起了人們的廣泛關(guān)注。本文第二章的

2、內(nèi)容就是基于Dugdale型裂紋的Swift連通準(zhǔn)則，在考慮裂紋之間相互影響及裂紋擴(kuò)展問題的前提下來研究MSD壁板的剩余強(qiáng)度問題。首先假設(shè)材料為彈性一完全塑性材料，用應(yīng)力函數(shù)交互迭代方法來計(jì)算在裂紋之間相互影響下的裂紋尖端的塑性區(qū)尺寸。老齡飛機(jī)的MSD壁板的裂紋擴(kuò)展問題除了要考慮材料的斷裂韌性，還要考慮裂紋擴(kuò)展阻力(R-curve)，即隨著裂紋長度的增加，應(yīng)力強(qiáng)度因子的增長率要大于裂紋擴(kuò)展阻力的增長率。這樣，既考慮了多裂紋之間的相互影響

3、，又考慮了加載過程中的裂紋擴(kuò)展。為了驗(yàn)證所提方法的合理性，針對對稱共線多裂紋的MSD壁板的Dugdale模型進(jìn)行了剩余強(qiáng)度估算。并將13個(gè)不同裂紋長度的MSD壁板的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果做了比較。結(jié)果顯示本方法可以較為準(zhǔn)確地估算MSD壁板的剩余強(qiáng)度，能為研究老齡飛機(jī)的機(jī)身對接接頭的鉚釘處的MSD現(xiàn)象提供很好的支持。 本文的第三章根據(jù)航天器機(jī)械臂的運(yùn)行環(huán)境和使用特點(diǎn)，分析出三種主要的故障模式：臂管破壞，關(guān)節(jié)卡滯和關(guān)節(jié)磨損失效。提出了航

4、天器機(jī)械臂的初步的健康監(jiān)控方案：監(jiān)測部位的選擇，傳感器的選擇和安裝，故障信息提取與故障檢測方法的采用。第四章建立了航天器機(jī)械臂和三種典型故障模式的數(shù)字模型。綜合設(shè)計(jì)方案和數(shù)字模型，形成了航天器機(jī)械臂的健康監(jiān)控演示驗(yàn)證方案，基于LabVIEW平臺開發(fā)了虛擬健康監(jiān)控演示驗(yàn)證系統(tǒng)。并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明，所提方案對于航天器機(jī)械臂的三種典型故障模式的檢測診斷是有效的，健康監(jiān)控可以實(shí)現(xiàn)。 最后對論文內(nèi)容進(jìn)行了總結(jié)，對相關(guān)技術(shù)研究進(jìn)行了