高潮
- 作品数：41 被引量：123H指数：7
- 供职机构：空军工程大学更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家高技术研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术一般工业技术理学自动化与计算机技术更多>>
- 基于PC104的航空发动机频谱分析仪设计被引量：3
- 2012年
- 针对航空发动机复杂振动信号难以检测和提取的问题,设计了一种基于PC104总线技术的便携式频谱分析仪。硬件部分以PC104模块为核心,通过自行设计的信号调理电路,实现了对8路振动信号和2路转速信号的采集,其中4路振动信号被ICP传感器采集,提高了采集信号的信噪比;软件部分基于LabWindows/CVI虚拟仪器开发平台设计,采用模块化的设计思想,实现了数据采集、处理、分析和存储等功能。实际应用表明,该设备运行稳定、可靠性好,能够及时、准确地反映出发动机中存在的故障。
- 刘延杰陈卫赵传洪高潮
- 关键词：PC104航空发动机频谱分析仪信号采集
- 基于检查修理次数的飞机结构疲劳安全寿命确定方法
- 本发明公开了一种基于检查修理次数的飞机结构疲劳安全寿命确定方法，其特征在于：步骤如下：1)、飞机结构疲劳中值寿命的确定；2)、确定疲劳分散系数；3)、基于检查修理次数的飞机结构疲劳安全寿命。本发明为延长飞机结构服役使用寿...
- 何宇廷高潮崔荣洪杜金强安涛
- 文献传递
- 2A12-T4铝合金长期大气腐蚀损伤规律被引量：18
- 2015年
- 在海南省万宁地区开展了2A12-T4铝合金暴露7年、12年和20年的大气腐蚀试验,根据腐蚀特征将腐蚀区域划分为单侧腐蚀区和双侧腐蚀区,以结构最小剩余厚度值作为腐蚀特征量,进行了不同年限试验件中不同腐蚀区域最小剩余厚度的测量和统计分析,确定了满足99.9%可靠度与95%置信度的最小剩余厚度值以及95%置信度下的最小剩余厚度置信区间,并开展了腐蚀损伤形貌的金相分析。研究结果表明：2A12-T4铝合金大气腐蚀特征量服从正态分布;在大气腐蚀7～20年间2A12-T4铝合金板件的最小剩余厚度值是线性减小的;2A12-T4铝合金大气腐蚀7年后处于点蚀、晶间腐蚀、剥蚀的过渡期,12年后发生全面剥蚀,20年后剥蚀已相当严重且伴随着点蚀;双侧腐蚀区与单侧腐蚀区相比腐蚀深度更大且剥蚀层剥落严重。
- 张腾何宇廷高潮李昌范邵青
- 关键词：铝合金飞机结构大气腐蚀统计分析
- 试验与服役数据融合的飞机结构安全寿命分析被引量：3
- 2015年
- 针对飞机结构安全寿命分析中样本容量偏少的问题,综合考虑结构分散性和载荷分散性的飞机结构疲劳寿命是否服从对数正态分布或威布尔分布的情况,根据等损伤原理,将服役飞机实际飞行小时数等效转化为在同一试验载荷谱下的当量飞行小时数,以实现飞机结构试验疲劳寿命与服役使用数据的融合,采用随机右截尾情形下的极大似然估计方法估算疲劳寿命分布函数的参数,进行飞机结构安全寿命分析;最后以飞机结构疲劳寿命服从对数正态分布为例进行了算例分析,分析结果表明:在相同的可靠度和置信水平下,利用试验数据与服役使用数据融合方法可以显著增大样本容量,从而充分挖掘飞机结构可靠性的储备。
- 何宇廷高潮安涛张腾侯波肖剑波
- 关键词：似然函数
- 一种基于飞机结构寿命包线理论的单机剩余寿命预测方法
- 本发明公开了一种基于飞机结构寿命包线理论的单机剩余寿命预测方法，其特征在于：包括疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法、腐蚀关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法和腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法。本发...
- 何宇廷高潮崔荣洪杜金强安涛
- 文献传递
- 航空发动机转子叶片损伤评定实验研究
- 2011年
- 针对发动机叶片损伤的评定,通过低压压气机二级转子叶片的涡流激振试验,在叶片振动状态下用扫频法测试叶片一阶固有频率;在叶片进气边不同位置预制不同半径的损伤,得到了不同损伤位置、损伤半径下叶片一阶固有频率,并利用BP神经网络方法对损伤和评定参数之间的非线形关系进行了评定,初步验证了理论分析结果,进行了损伤预测。
- 高潮程礼赵兵兵申景生胡磊
- 关键词：损伤度BP神经网络叶片固有频率
- 航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲性能被引量：6
- 2014年
- 开展了航空复合材料加筋板压缩试验,得到了加筋板的屈曲载荷、破坏载荷及破坏模式.加筋板平均屈曲载荷和平均破坏载荷分别为587.5,968.25kN,后者是前者的1.65倍,表明加筋板在压缩载荷下存在较强的后屈曲承载能力,其破坏模式主要是筋条的脱黏、断裂以及壁板的撕裂,破坏位置通常在加筋板中部.应用有限元软件得到了加筋板的屈曲载荷、破坏载荷及后屈曲损伤过程,其中屈曲载荷、破坏载荷与试验结果较吻合,误差分别为-9.97%和8.45%,验证了有限元模型的有效性.研究了加筋板纤维和基体出现损伤的先后顺序,结果表明在后屈曲过程中加筋板纤维先于基体出现损伤,尤其是筋条中部纤维的损伤最为严重,加筋板破坏之前基体基本不存在损伤.
- 冯宇何宇廷邵青高潮
- 关键词：复合材料加筋板屈曲载荷破坏载荷破坏模式
- 基于能量模型的三维穿透裂纹扩展研究被引量：7
- 2015年
- 利用能量释放率与应力强度因子的关系,给出了裂纹尖端的有效能量释放率;裂纹稳定扩展时有效能量释放率恰好等于裂纹扩展阻力,利用裂纹尖端前沿各点的有效能量释放率相等关系,提出了一种基于能量模型的三维穿透裂纹扩展形貌计算方法,可以计算不同厚度试样的三维穿透裂纹扩展形貌,并通过不同厚度单侧裂纹板的有限元仿真计算和试验进行了验证.仿真与试验结果表明:利用基于能量模型的三维穿透裂纹扩展形貌计算方法可以确定三维结构的裂纹扩展形貌;随着单侧裂纹板厚度的增加,裂纹尖端"隧道效应"消失,裂纹扩展形貌转变为"马鞍"形;试样自由面处的裂纹扩展速率要小于中面处的裂纹扩展速率.
- 高潮伍黎明何宇廷张腾侯波
- 关键词：能量释放率应力强度因子
- 不同厚度2A12-T4铝合金板的疲劳裂纹扩展形貌被引量：2
- 2016年
- 对不同厚度2A12-T4铝合金单边缺口试样进行了疲劳裂纹扩展试验,观察了裂纹稳定扩展前沿形貌并用椭圆方程进行了拟合,得到了椭圆方程拟合参数;建立了裂纹前沿相对隧道深度与试样厚度之间的数学表达式,并对裂纹扩展前沿形貌转变的临界厚度进行了预测,最后进行了试验验证。结果表明:随着试样厚度的增加,试样表层与中心层裂纹长度的差值逐渐变小,疲劳裂纹稳定扩展前沿形貌由"隧道"形状逐渐变成与表面垂直的直线形;裂纹前沿相对隧道深度随试样厚度的增加而减小,并在厚度为31.5mm时趋向0,试验结果证明了预测结果的准确性。
- 张胜高潮何宇廷伍黎明张腾
- 老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法
- 本发明公开了一种老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：一、选取延寿试验机的疲劳试验载荷谱，二、确定总当量飞行小时数，三、确定老龄飞机剩余疲劳寿命疲劳分散系数，四、确定老龄飞机疲劳延寿试验周期。本发...
- 何宇廷高潮崔荣洪伍黎明安涛杜金强
- 文献传递
