考虑性能退化的飞机典型部件灵敏度分析
微型扑翼飞行器动力学模型参数的灵敏度分析
收稿日期：２０１９－０３－２６；修回日期：２０１９－０４－０２ 基金项目：国家自然科学基金项目“切换非完整约束机械系统的动力学与控制”（５１７７５００２）；北京市自然科学基金项目 “超冗余自由度柔顺操作机器人的机构控制一体化设计方法研究”（Ｌ１７２００１） 作者简介：毕富国（１９９４—），男，硕士研究生，主要从事动力学与控制研究，Ｅｍａｉｌ：１５７６４３３８９２２＠１６３．ｃｏｍ。 通讯作者：何广平（１９７２—），男，博士，教授，主要从事机器人学、动力学系统与控制研究，Ｅｍａｉｌ：ｈｅｇｐ５５＠１２６．ｃｏｍ。
Ｃｉｔａｔｉｏｎｆｏｒｍａｔ：ＢＩＦｕｇｕｏ，ＨＥＧｕａｎｇｐｉｎｇ．ＳｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＤｙｎａｍｉｃＭｏｄｅｌＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＦｌａｐｐｉｎｇＷｉｎｇＭｉｃｒｏＡｉｒ
Ｖｅｈｉｃｌｅｓ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＯｒｄｎａｎｃｅＥｑｕｉｐｍｅｎｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１９，４０（８）：９４－９９．
中图分类号：ＴＪ８６；Ｖ２１１
文献标识码：Ａ
文章编号：２０９６－２３０４（２０１９）０８－００９４－０６
ＳｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＤｙｎａｍｉｃＭｏｄｅｌＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆ ＦｌａｐｐｉｎｇＷｉｎｇＭｉｃｒｏＡｉｒＶｅｈｉｃｌｅｓ
ＢＩＦｕｇｕｏ，ＨＥＧｕａｎｇｐｉｎｇ
（ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＭａｔｅｒｉａｌｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮｏｒｔｈＣｈｉｎａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１００１４４，Ｃｈｉｎａ）
第 ４０卷 第 ８期
兵器装备工程学报
２０１９年 ８月
【装备理论与装备技术】
ｄｏｉ：１０．１１８０９／ｂｑｚｂｇｃｘｂ２０１９．０８．０２０
航空器零部件寿命与失效分析研究
航空器零部件寿命与失效分析研究近年来，随着航空事业的不断发展，航空器的设计和制造技术已经得到了很大的提升。
航空器中的零部件质量和性能也越来越被重视。
因此，对航空器零部件的寿命和失效的分析研究也越来越重要。
航空器零部件的寿命是指该零部件在使用过程中最长的有效寿命。
在使用过程中，航空器中的零部件会遭受各种不同的力和负荷，这些力和负荷将影响零部件的寿命。
航空器零部件的寿命可以根据材料的特性、使用方式、使用环境、负荷等因素来进行评估和分析。
失效是指航空器中的零部件在使用过程中出现了不符合要求的情况。
失效的原因很多，例如过度疲劳、损伤、腐蚀等等。
失效会导致航空器的安全性和可靠性下降，甚至危及人员安全。
因此，对航空器中的零部件失效原因的分析和研究非常重要。
航空器零部件的寿命和失效分析是一项技术含量很高的工作。
在寿命研究中，需要对材料进行多种试验和分析，例如拉伸试验、疲劳试验、化学成分分析、微结构分析等等。
这些试验和分析能够为零部件的设计、制造和使用提供有价值的信息和指导。
在失效分析中，需要采用多种方法来确定失效原因，例如非破坏性检测、磁粉探伤、金相显微镜分析等等。
这些方法可以帮助确定零部件的失效原因，从而采取相应的措施进行技术改进和改良。
航空器零部件寿命和失效分析的应用范围非常广泛。
首先，对于航空器制造厂商来说，对零部件的寿命和失效进行研究是确保产品质量的必要手段。
其次，对于航空器维护人员和操作人员来说，对零部件的寿命和失效进行研究是确保航空器安全运行的重要保障。
最后，对于航空事故调查机构来说，对零部件的寿命和失效进行研究是确认事故原因的必要手段。
航空器零部件寿命和失效分析的研究还存在着一些问题和挑战。
首先是因为航空器的使用环境极端复杂和严苛，这会对零部件的寿命和失效产生影响。
其次是因为航空器零部件材料的选择和制造标准会影响零部件寿命和失效。
第三是因为对于一些新材料或者新制造工艺，还缺乏科学可靠的寿命和失效评估方法。
航空器起动电机驱动系统的敏感度分析与容错设计
航空器起动电机驱动系统的敏感度分析与容错设计摘要：航空器起动电机驱动系统是飞机起飞和着陆过程中至关重要的部件之一。
本文旨在对该系统的敏感度进行分析，并根据分析结果提出相应的容错设计方法。
首先，通过对起动电机驱动系统的工作原理进行简要介绍，阐明其在航空器起飞和着陆过程中的作用。
然后，利用敏感度分析方法对系统进行评估，识别出可能的故障源，并分析其对系统性能的影响。
最后，提出容错设计的原则和方法，以提高系统的可靠性和安全性。
一、引言航空器起动电机驱动系统是飞机起飞和着陆过程中至关重要的部件。
起动电机驱动系统通过提供起动电机所需的动力，使其能够快速启动飞机引擎。
起动电机驱动系统的可靠性和效率直接影响飞机起飞和着陆的安全性和航班准点率。
为了提高起动电机驱动系统的可靠性和性能，进行敏感度分析和容错设计是必要的。
二、起动电机驱动系统的工作原理与作用起动电机驱动系统通常由电源、控制装置、传动装置和起动器等组成。
电源为起动电机提供所需的电能，控制装置用于控制起动电机的启动和停止，传动装置将电能转化为机械能，并将其传递给起动器。
起动器通过驱动飞机引擎的转子，并在转子达到一定转速后，引擎开始自动工作。
起动电机驱动系统在航空器起飞和着陆的过程中担负着启动飞机引擎的重要任务，同时也需要具备高效率、低噪声和安全性等方面的要求。
三、敏感度分析方法敏感度分析是一种对系统进行评估的方法，通过识别系统中可能的故障源，并分析其对系统性能的影响程度，以便针对性地改进和优化系统。
在进行敏感度分析时，可以采用以下方法：1. 统计分析法：通过收集大量实际运行数据，分析起动电机驱动系统的使用情况和故障统计，识别出常见的故障原因和影响因素。
2. 传感器监测法：安装传感器和监测设备，监测起动电机驱动系统的各项参数，如温度、振动、电流等，当参数超出正常范围时，即反映可能存在故障。
3. 故障树分析法：构建起动电机驱动系统的故障树模型，通过对故障树进行层层剖析，识别出可能的故障源和事件序列，并评估其对系统性能的影响。
灵敏度分析
灵敏度分析在工程分析中，人们不仅关心车辆、产品等东西的性能预测，同时也关心利用性能预测的结果来变更设计、修正误差时的灵敏度进行分析。
对这些参数的灵敏度进行量化分析，即称作灵敏度分析。
举例来讲，想预测飞机的起飞距离。
从Anderson的《Intro. To Flight》一书中，起飞距离的估算遵循如下方程：2max 1.44LOL W S g SC Tρ∞= 结合实际例子，以Anderson 书中描述的CJ-1喷气式飞机为例。
该例子中，各项取值如下：2318S ft =3/002377.0ft slugs =∞ρ（海平面高度）232.2/g ft s =7300T lbs = 19815W lbs = max 1.0L C =依据该“名义”工况：()21.4419815(32.2)(0.002377)(318)(1.0)(7300)LOS = 3182LO S ft =(名义工况)假设max L C 不确定，相对于名义工况有±0.1的误差，则 max 0.9 1.1L C ≤≤同样，我们假定飞机在负载情况下重量有所增加。
具体来讲，加入重量有10%的增加：（1）线性灵敏度分析（2）非线性灵敏度分析（即再评价） 上述两种分析方法各有优缺点。
通常依据问题本身的性质以及可用的工具来选择使用哪种方法。
采用两种方法分别进行分析。
线性灵敏度分析线性灵敏度依据泰勒级数方法近似。
假定我们想知道LO S 随W 和max L C 的变化关系，则：max max max max max (,)()LO L L LO LO LO L L L S C C W W S SS C C W C WΔ+Δ≅∂∂+Δ+Δ∂∂ 则LO S 的变化量为：max max LO LO LO L L S SS C W C W∂∂Δ≡Δ+Δ∂∂ LO S 随max L C 和j W 变化的线性灵敏度分别为导数max LO L S C ∂∂和LOS W ∂∂。
机械零部件灵敏度的动态可靠性分析
ｚ ｈａ 。 ｅｎ ｎ ｉ ｇＹｉ ｕ
机械 零部 件灵敏 度 的动态 可靠性 分析
郭 婷
（ 安 职 业 技 术 学 院 机 电 工 程 系 ， 西 西 安 ７０ ３ ） 西 陕 １０ ２
摘
要： 对零 部件 灵敏度 的动态可 靠性分析 方法进行 了叙述 ， 且对 其基本 参数进行 了研究 ， 阐述了对零 部件灵敏度 进行动态 可靠性 分析 的
改预 测分 为整体 和局 部修 改预 测 。对于 复杂 的机 械 结构 而言 ， 由于 在 可靠 性领 域 持续 开 展 ， 但值 得 注意 的是 ， 这种 信 息 的挖 掘和 获 取 因为 小样 本 中本 身所包 含 的信 息量 只是 完整 信 息 的 参数 众 多 ， 合 关 系复 杂 ， 耦 对其 进 行整 体 结构 动 力修 改 预测 不 仅 非 毕 竟是 有限 的，
意义 以及可靠性分析 参数的选择 ， 并从 多个角度探讨 了零 部件可靠性分析 方法的发展方 向。 关键词 ： 机械 ； 零部件 ； 灵敏度 ； 可靠性 ； 动态分析
０ 引 言 某 机 械零 部件 由制造 生 产 到使 用 ， 经过 长 时 间 的作业 后 ， 出 会
现 磨 损退 化 ， 直至 老 化灵 敏度 消失 ， 与人 类 的生 命周 期 类 似 。在 这
常 困难 ， 且工 分 析 的局部 动 而 相 基
一
部分 。 以有 限 的信息 去推 断完 整 的信 息将 承受 一定 的风 险 ， 了解
力修 改预 测 则 可 以有 目的地针 对 某些 对 系统 动态 性 起 主要 影 响 作 并 控制 推 断过 程 中 的风 险水 平 是保 证所 作 推 断有 意义 的前 提 。另 用 的局部 结构进 行修 改 ， 从而 达到 事半 功倍 的 效果 。灵敏 度 分析 作 外 ， 立 小样 本情 况 下 ， 建 输入 变量 不 确 定性 的合 适 的描 述 模 型也 是 为结 构动 力修 改预测 的一个辅 助手 段 ， 是利 用模 态 实验 获得 的结 构 解 决信 息不足 问题 的一 个补 充手 段 ， 如现 在 已在可 靠性 领 域广 泛研 模态 信息 求 出各模态 参 数对 结构 物理 参数 （ 括质 量 、 包 刚度 、 阻尼 等 参数 ） 响程度 的大 小 。灵敏度 分 析 能定量 给 出结构 各位 置 的物 理 影 究的 凸集描 述模 型和模 糊 描述 模型 等 ，还有 各种 混合 描 述模 型 ， 作 为不足 以获 得概 率密度 函数 情 况下 的必 要补 充 ， 究 与样 本信 息 量 研 参数 对结 构动 态性 的影 响程度 ， 并指 出最 佳 的改进位 置 。 总之 ， 敏 匹配 的 不确 定性 描述 模 型 是输 入变 量 不确 定 性描 述 和 定量 化 方 面 灵 度分 析可 以使 得结构 修 改的 目标更 加 明确 。 的一 项重要 研究 内容 ， 并且 在此 基础 上 的各 种不 确定 性描 述模 型 的 从 机械 零 部件 的 使用 角度 看 ，机 械产 品 中的 大部 分 具 有可 修 相容性 也 是今后 可靠 性领 域 的重要研 究 内容 。 复 性 ； 设计 的 角度 而 言 ， 零 部件 的 要求 不但 需 要在 技 术 性 能与 ２－ 高维小概 率情 况下高效 稳健可 靠性 和可靠 性灵敏 度分 析方法 从 对 ２ 使用 效果 方面 具 有 良好 的效 果 ，同 时也 要减 少 用户 承 担 的 使用 费 与低 维大 概 率 问题 相 比 ，高维 小概 率 问题 对 可 靠 性和 可 靠 性 用 ， 灵敏 度 动态 变化 的 过程 中确 定其 可靠 性 的设 计 目标 ： 在 首先 确 灵敏 度 分析 的算 法提 出了 更 高的 要求 。 目前 的一 些 经 典可 靠 性 算 保使 用 效 果 的可 靠性 ， 即提 高机 械 系统 的使 用 效 能 ； 次 是将 经 济 法均 没有 能 够很 好地 解 决 高维 情 况下 的精 度 、效 率 和 算法 的稳 健 其
某型飞机平尾转轴可靠性灵敏度分析
ｄ ｓ ｎ ｏ ｏ ｚ ｎ ａ ａｌｔｒ ｕ ｕ ｅ ｏａ ｈ ｅ ｅ ｔ ｅ ｒ ｌ ｂ ｌ ｙ ｔ ｒ ｅｓ ｔ ｓｓ ｏ ｙ ｃ ｍｐ ｒ ｇ ｔｅ ｒ — ｅ ｉ ｆ ｒ ｏ ｔ ｌ ｉ ｏ ｑ ｅ ｔ ｂ ｓｔ ｃ ｉｖ ｅｉ ｉ ｔ ｇ ｔ．Ｉ ｉ ｈ ｗｎ ｂ ｏ ａ ｎ ｅ ｇ ｈｉ ｔ ｈ ａ ｉ ａ ｉ ｈ
ｅ ｇ ｎ ｅ ｎ ｐ ｌ ａｉ ｎ ｉ ｅ ｎ ｔａｅ ． ｎ ｉ ｅ ｒ ｇ ａ ｐ ｉ ｔ ｓ ｄ ｍｏ ｓｒ ｔｄ ｉ ｃ ｏ
Ｋｅ ｒ ｓ ｅ ｉｂ ｌ ｙ ｅ ｓｔ ｉ ｉ ｏ ｔｎ ｅ ｓ ｍｐ ｉ ｇ ｓｍｕ ａｉ ｎ； ｎ ｅ ｃ ｒ ｉ ｌｔ ｎ；Ａ ＯＳ ｙ ｗｏ ｄ ：ｒ ｌ ｉ ｔ ；ｓ ｎ ｉ ｖｔ ｍｐ ｒ ｃ ａ ｌ ｉ ｌ ｔ ａ ｉ ｉ ｙ； ａ ｎ ｏ ｍｏ ｔ — ａ ｌ ｓｍｕ ａｉ ｏ ｏ Ｆ Ｍ
ｐｉｇｉ ｐｅｅｔ ．Ｔ ｅｅａｅｆｕ ｅ ｏｓ ｉｅ ｄａｃｄｆｓｏｄｒ ｎ ｃｎ ｏ ｅｔ Ａ Ｏ Ｍ） ｉ ｒｓｎｅ ｈｒ ｒ ｒ ｔ ｄ，．．ａｖｎｅ ｒ ｒｅ ｄｓ ｏｄｍ ｍ ｎ （ Ｆ Ｓ ， ｎ ｓ ｄ ｏ ｍ ｈ ｉｔ ａ ｅ
Ｍｏ ｔ－ ａｌ ｉ ｌｔ ｎ，ｉ ｏｔｎ ｅ ｓｍｐｉｇｓｍｕａｉｎ ａ ｄ Ｉ －Ｃ ｎｅ Ｃ ｒ ｓ ｏ ｍｕａｉ ｏ ｍｐ ｒ ｃ ａ ｌ ｉ ｌｔ ｎ Ｓ ＤＦ，ｔａ ｒ ｅ ｐ ｃｉｅｙ ｕ ｅ ｏ ａ ｎ ｏ ｈ ｔ ｅ ｒｓ ｅ ｔ ｌ ｓ ｄ ｔ ａ ｖ
指标灵敏度分析的飞机空战效能评估方法比较
作 战任 务能 力大 小 的综 合 性指标 。对飞机 作 战效能
的多指 标综 合评 估 已有不 少研 究 成果 ［ ］常用 的评 １，
分析 对 比 ， 讨论 了各评估 模 型的可 信性 和稳 定性 ， 从
而 比较 得到最 优评 估方法 。
估 方 法 有 ： 家评 估 法 、 专 ＡＨＰ法 等 主观 评 估 法 和对
ｄｆ ｅ ｃ ｆ ｈ ｓ ｓｅｓ ｎ ｔ ｏ ｓ ｅ ｓ ｉｉ ｎ ｌｓｓｏ ｄｃｔｒｍｅｈ ｄｂ ｓｄｏ ｉｇｅｏ ｊ ｔ ｅ ｉ ｉｎ ｅｏ ｅｅａ ｓｓｍｅ ｔ ｆ ｔ ｍｅｈ ｄ ，ａｓｎ ｉ ｖｔ ａ ａｙ ｉ ｆ ｎ ｉ ｏ ｔ ｏ ａ ｅ ｎｓｎ ｌ ｂｅ ｉ ｔ ｙ ｉ ａ ｃｖ
的 优 劣 差 异 问题 ， 出 用 单 个 目标 和多 目标 评 估 的指 标 灵 敏 度 分 析 方 法 对 评 估 结 果 进 行 比较 和 验 证 ・ 讨 论 了各 评 估 模 型 的 提 并 可 信 性 和 稳 定 性 ， 而 得 到 最 优 评 估 方 法 。最 后 ， ４种 战 斗 机 的 空 战 效 能 评 估 为 例 ， 明 了 该 方 法 的 可 行 性 。 从 以 证 关 键 词 ： 战 ， 能 评 估 ， 标 灵 敏 度 分 析 ， 个 目标 ， 目标 评 估 空 效 指 单 多
指 标 灵敏 度分 析 的 飞机 空战效 能评 估 方０３） １ ０ ８
（ 军工程大学工程学 院 ， 安 空 西
摘
要 ； 立 了 两类 空 战 效 能 评 估 模 型 ， 用 ＡＨ 法 、 差 最 大 化 法 和 粗 糙 集 法 分 别 确 定 指 标 权 重 ， 对 不 同 评 估 方 法 建 应 Ｐ 离 针
引 言
飞 机 的作战 效能是 衡 量战 斗机 固有性 能 和遂行
航空发动机性能退化缓解控制技术分析刘瀛张小博通讯作者
航空发动机性能退化缓解控制技术分析刘瀛张小博通讯作者发布时间：2021-09-08T01:07:56.061Z 来源：《中国科技人才》2021年第14期作者：刘瀛张小博通讯作者[导读] 航空发动机性能退化缓解控制技术，包含了传统控制技术具备的优势，还可以直接实现推力控制。
空军工程大学航空工程学院陕西西安 710038摘要：航空发动机性能退化缓解控制技术，包含了传统控制技术具备的优势，还可以直接实现推力控制。
进行相关的研究不仅能够提高航空发动机的自主控制能力，同时也能达到验证航空发动机性能退化缓解控制效果的目的。
本文分析了航空发动机性能退化缓解控制技术，并以某双轴混排涡扇发动机为研究对象，希望控制系统设计和方针验证的结果，能够为提高相关技术可行性提供有效参考。
关键词：航空发动机；性能退化；退化缓解航空发动机在应用的过程中，由于自然磨损和使用寿命缩短等原因，其中的部分零件有可能产生退化的情况。
这种退化的直观表现就是航空发动机的工作效率降低，最终导致发动机型号和额定发动机之间产生差异。
对于航空发动机当中设计的传统控制方式来讲，在一定的飞行高度和环境温度当中，当发动机的性能退化之后，转速和压比等被控制的参数以及推力都会产生对应变化，这显然会导致航空发动机能够提供的推力以及需求不相适应。
在这样的情况下，需要飞行员手动调整PLA才能满足飞机飞行需要。
一、性能退化缓解控制结构本文主要研究的是航空发动机性能退化缓解控制PDMC技术，PDMC有直接推力控制的优势，也能够支持飞行员按照自身习惯进行各型号操作，且更方便工程的落实。
PDMC包含两个控制回路，即内环和外环，其中内环回路使用的基本逻辑是基于传感器的传统控制方式影响下产生的，简单讲就是通过传感器进行信号测量工作。
例如：转速和压比等反馈都会反馈到输入端，并与参考指令产生线明显偏差，再按照实际偏差情况进行相应的控制工作。
外环回路则是通过额定发动机实时模型计算未退化发动机的实际推力，最终得出的数值将作为推理的期望值，但需要注意的是实际发动机的推力估计值则会作为反馈值使用，将两者之间的差异作为修正内环回路转速的参考依据使用。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
（１．西 安 航 空 学 院 飞 行 器 学 院 ，７１００７７， 西 安 ；２．西 北 工 业 大 学 力 学 与 土 本 建 筑 学 院 ，７１０１２９， 西 安 ）
摘要：为了研究发生性能退化的飞机典型部件对缝翼机构运 动 精 度 的 影 响，以 缝 翼 机 构 滚 轮 为 典 型部件，选取飞机在起降阶段缝翼转过的角度作为系统输出响应 ，建立多体运动学模型。考虑滚轮 的不同磨损情况，基于 Ａｒｃｈａｒｄ磨损模型结合随机参数与人工神经网络法，得到缝翼机构的功能函 数表达式。使用基于方差重要性测度与基于矩独立重要性测度两种灵敏度分析方法对飞机典型部 件进行灵敏度分析，研究了随滚 轮 磨 损 量 与 磨 损 量 变 异 系 数 的 变 化 对 缝 翼 机 构 运 动 精 度 的 影 响 。 研 究 结 果 表 明 ，在 飞 机 机 构 的 设 计 、使 用 和 检 修 维 护 不 同 阶 段 采 用 相 应 的 灵 敏 度 分 析 方 法 可 以 精 确 识别出系统中随机变量的重要性排序，对系统中灵敏度指标排序 较 高 的 变 量 进 行 优 化 设 计 和 重 点 关注可以有效提高系统的可靠性和稳健性，同时也有效地提 高 了 机 构 灵 敏 度 分 析 效 率。 本 文 分 析 方 法 还 可 为 其 他 机 构 系 统 的 设 计 、使 用 和 检 修 提 供 参 考 指 导 。 关 键 词 ： 缝 翼 ；Ａｒｃｈａｒｄ 磨 损 模 型 ；神 经 网 络 ；灵 敏 度 分 析 中 图 分 类 号 ：Ｖ１９；ＴＢ１１４．３ 文 献 标 志 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：０２５３－９８７Ｘ（２０１９）０４－０１５８－０９
（１．Ｓｈｏｏｌ ｏｆ Ａｉｒｃｒａｆｔ，Ｘｉ’ａｎ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ’ａｎ ７１００７７，Ｃｈｉｎａ；２．Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ， Ｃｉｖｉｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ａｎｄ Ａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅ，Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ’ａｎ ７１０１２９，Ｃｈｉｎａ）
第 ５３ 卷 第 ４ 期 ２０１９ 年 ４ 月
西 安 交 通 大 学 学 报 ＪＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＸＩ’ＡＮ ＪＩＡＯＴＯＮＧ ＵＮＩＶＥＲＳＩＴＹ
ＤＯＩ：１０．７６５２／ｘｊｔｕｘｂ２０１９０４０２３
Ｖｏｌ．５３ Ｎｏ．４ Ａｐｒ．２０１９
考虑性能退化的飞机典型部件灵敏度分析
唐 成 虎１ ， 周 长 聪２ ， 侯 伟１ ， 彭 玉 海１ ， 董 彦 非１
收稿日期：２０１８－０７－１８。 作者简介：唐成虎（１９９１—），男，助教。 基 金 项 目： 国 家 自 然 科 学 基 金 资 助 项 目 （５１６０８４４６）；陕
Ｓｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ Ｔｙｐｉｃａｌ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ Ｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇ Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ Ｄｅｇｒａｄａｔｉｏｎ
ＴＡＮＧ Ｃｈｅｎｇｈｕ１，ＺＨＯＵ Ｃｈａｎｇｃｏｎｇ２，ＨＯＵ Ｗｅｉ １，ＰＥＮＧ Ｙｕｈａｉ １，ＤＯＮＧ Ｙａｎｆｅｉ １