综合飞控计算机系统测试平台设计
卫星制导弹药低成本飞控计算机系统设计
的嵌 入 式导航 计算机 系统 。系统 通过采 用 大规模 可 编程 器件 Ｆ Ｇ 充分 利用 Ｆ ＧＡ资源 ， Ｐ Ａ， Ｐ 进行合 理 的功 能分配 ， 不仅 简化 了
ｏ ｏ ｔ ｇ ｉ ｔ ｇ ａｐ ｏ ｅｓ ｇ（ ＭＳ ２ Ｃ ７ ）ａ ｄ Ｐ ｅ ｉ ｅ ．Ａ ｓ ｐ ｉ ｅ ｒ ｗ ｒ ｓ ｍ ｉ ｒｖ ｓ ｈ ｉｔ ｎ ａｉ ｇ ａ ｓ ｎ ｌ ｒ ｃ ｓｉ Ｔ ３ ０ ６ Ｂ ｎ ＧＡ ｉｄ ｓ ｎ ｄ ｍ ｌ ｄ ａｄ ａｅ ｙ ｔ ｗｈｃ ｉ ｏ ｅ ｅ ｇｌ ｌ ｆ ｎ ｄ ｉ ｌｉ ｎ １ ３ Ｆ ｓ ｇ ｉ ｆ ｈ ｉ ｓ ｅ ｈ ｍｐ ｔ ａ ｉ ｙ
硬件 系统 的设 计 ， 而且使 得 系统 的功能设 计更灵 活 ； 此基 础 上 ， 过采用 Ｄ ＰＢ Ｏ 在 通 Ｓ ／Ｉ Ｓ多任 务 多线程 实 时操作 系统 ， 进一 步提
高 了 系统 软 件 的 实 时性 和 降低 了软 件 编 制 的 复 杂 性 。
关键 词 ： 星制导 ； 飞控 计 算机 ；数字信 号处 理 器； 串 口通讯控 制 器； 载机通讯 接 口； 多任 务处 理；舵 机控 制接 口 卫 中图法分 类号 ：Ｐ ３ Ｔ ３ 文 献标识码 ： Ａ 文章编号 ：０ ０７２ ２０ ） ９４ ２—３ １０．０４（０ ７ １－７ ３０
Ｌｏ ｃ ｓ ｅ ｉｎ ｏ ｔｌ ｔ ｕ ｄ ｄａ ｗ— ｏ ｔ ｓｇ ｆ ａｅｌ ｅｇ ｉ ｅ ｍｍｕ ｉ ｏ ’ ｆｉｈ — ｏ ｔｏ ｏ ｕ ｅ ｙ ｔｍ ｄ ｓ ｉ ｎ ｔ ｎＳ ｌ ｔｃ ｎ ｒ ｌ ｍｐ ｔｒ ｓｅ ｉ ｇ ｃ ｓ
基于RTX的飞控快速控制原型仿真系统设计_姜宝林
于所有 Windows 线程，提供了对 IRQ、I / O、内存的精确直接控 制，以确保实时任务的 100% 可靠性［5］。通过高速的 IPC 通信 和同 步 机 制，RTX 方 便 地 实 现 与 Windows 之 间 的 数 据 交 换。 RTX 的定时器时钟分辨率为 100 纳秒，最低定时器周期为 100 微 秒。 RTX 支 持 标 准 的 Windows 编 程 开 发 环 境： Visual C + + 6． 0和 Visual C + + ． net 2002、2003、2005，使其开发和维护 都相当方便，所以采用 RTX 作为本系统的开发平台。
（ College of Computer Science，Northwestern Ploytechnical University，Xi’an 710129，Shaanxi，China）
Abstract This paper introduces a hardware-in-the-loop simulation system for flight control system’s fast control prototype of a certain model of missile． The system can synchronise the design of flight control system’s software and hardware． Firstly，the theory of flight control system's fast control prototype is introduced，and based on that the hardware components and fundamental principle of the hardware-in-theloop simulation system is described in detail． The simulation system uses Windows real-time extending subsystem RTX to design the software in order to meet its extreme real-time requirement． In this paper the design of real-time simulation software using RTX is expounded as well． The simulation system is proved through practical operation test to be stable in running and meets the extreme real-time requirement of flight fast control prototype simulation．
电传飞行控制系统BIT测试及铁鸟试验解析
电传飞行控制系统 BIT测试及铁鸟试验解析1 概述电传飞控系统研制初期需要考虑系统的测试性和诊断方案。
测试性一般要求做到百分百诊断， BIT（Built-in Test）是指系统或产品内部提供的检测和隔离故障的自动测试能力，是一种能显著改善系统或设备测试性和诊断故障能力的重要技术手段，飞控系统的BIT是属于软硬件组合的BIT，采用专用硬件实现信号监测，用软件实现监控信号的分析比对、故障检测与隔离。
BIT是系统测试性和诊断方案的重要组成部分，适用于飞机中/基层级的检测，可以将检测的故障定位到外场可更换单元line replaceable unit (LRU)。
2 电传飞控系统BIT设计电传飞控系统BIT是一种依靠系统自身开发的硬件电路和软件测试程序完成故障检测、诊断和申报的技术。
它能对参与飞控系统功能的各个电气组件进行自动测试和故障检测和诊断，并进行故障隔离, 这个功能大大提高了飞控系统的故障诊断效率和准确性。
电传飞控系统BIT的设计需要满足以下要求：(1) 进入地面BIT要有可靠的联锁条件；(2) BIT能够进行电传飞控系统的关键功能组件的检测和监控；(3) BIT的容差设计应保证故障检测率最大，虚警率最低，(4) BIT硬件电路的损坏不能影响功能线路的正常工作；(5) BIT检测出的结果应给飞行员或地勤人员简单和清晰有效的提示。
飞控系统的BIT设计分为硬件监控线路和软件程序两部分。
BIT硬件设计时为了保证BIT对系统的检测率，在飞控系统中需对每一个重要的元部件设置检测点，除此之外，还需要设计专用BIT硬件电路，包括：BIT硬件联锁逻辑、BIT激励、模离散输入、专用硬件监控、模拟输出、离散输出和数字通讯回绕等电路。
专用硬件监控线路的设计包括作动器电磁阀的监控、LVDT/RVDT的线路监控、交流信号幅值变化的监控，检查加速度计和速率脱落等的监控线路。
软件设计是否完善直接会影响到BIT的检测结果。
软件完整性和可靠性对于实现有效的BIT和降低虚警率有着至关重要的作用。
一种飞行器电气系统综合测试平台设计
一种飞行器电气系统综合测试平台设计俞达;岳玮;杨晓乐;杨曦;姜祝【摘要】为解决传统飞行器电气系统综合测试中存在的测试设备种类繁多、测试项目覆盖性差等诸多问题,在某飞行器测试覆盖能力改进项目中,提出一种基于PXI 总线架构的综合测试平台设计思路,通过模块化的硬件与软件架构设计,完成飞行器电气系统的综合测试平台设计,并结合实际测试需求进行具体开发,实践表明该系统能够保证飞行器现场测试有序、规范、安全.【期刊名称】《计算机测量与控制》【年(卷),期】2016(024)012【总页数】3页(P3-5)【关键词】电气系统;综合测试;PXI【作者】俞达;岳玮;杨晓乐;杨曦;姜祝【作者单位】北京宇航系统工程研究所,北京 100076;北京宇航系统工程研究所,北京 100076;北京宇航系统工程研究所,北京 100076;北京宇航系统工程研究所,北京100076;北京航天计量测试技术研究所,北京100076【正文语种】中文【中图分类】TP274飞行器电气系统综合测试是对电气系统设备进行分系统、全系统两个层级的综合性能测试与考核，重点检查飞行程序及控制指令设计的完整性、匹配性及可行性，信息传递和处理流程的匹配性与协调性以及分系统间接口的匹配性。
飞行器上电气设备越来越多，测量的参数日益增加，对电性能测试的指标和要求日趋提高。
传统模式下的专用测试设备种类繁多，测试人员在测试现场工作异常繁杂，测试效率、覆盖性大幅降低[1]。
针对上述情况，在某飞行器测试能力及覆盖性改进项目中，开展了综合测试平台的研制设计工作，实现了现场测试的有序、规范和安全。
综合测试平台的设计思路如下：1)分系统测试过程中，以闭环方式实现分系统功能及性能测试；全系统测试过程中，以开环方式综合验证规定飞行程序过程中，电气设备的正确性以及系统间接口的匹配性[1]。
2)具备模块化功能测试及自动执行功能，测试程序通过自动调用实现流程配置的指令或指令组完成信号的注入、采集与判读比对功能。
某无人机飞控系统半实物仿真平台设计
２０１２年７月１日第３５卷第１３期现代电子技术Ｍｏｄｅｒｎ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ ＴｅｃｈｎｉｑｕｅＪｕｌ．２０１２Ｖｏｌ．３５Ｎｏ．１３某无人机飞控系统半实物仿真平台设计薛 鹏，肖前贵，高艳辉（南京航空航天大学自动化学院，江苏南京 ２１００１６）摘 要：介绍了某型无人机飞控系统半实物仿真平台的总体功能，阐述了该平台的硬件选型原则、选型方案、基本功能及自制部件的设计过程，对各分系统仿真软件设计框架进行了描述。
最后，通过实际仿真对平台的设计功能进行了验证。
该平台也可用于对无人机飞行品质的仿真评估，以及无人机指挥操控人员的日常模拟训练。
关键词：无人机；飞行控制系统；半实物仿真；传感器仿真中图分类号：ＴＮ９１１．７－３４；ＴＰ３９１．９ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００４－３７３Ｘ（２０１２）１３－０１１１－０４Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ｈａｒｄｗａｒｅ－ｉｎ－ｔｈｅ－ｌｏｏｐ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｐｌａｔｆｏｒｍ ｆｏｒ ａ ｃｅｒｔａｉｎ ＵＡＶ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍＸＵＥ Ｐｅｎｇ，ＸＩＡＯ Ｑｉａｎ－ｇｕｉ，ＧＡＯ Ｙａｎ－ｈｕｉ（Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｕｔｏｍａｔｉｏｎ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ ２１００１６，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｐａｐｅｒ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｓ ａ ｈａｒｄｗａｒｅ－ｉｎ－ｔｈｅ－ｌｏｏｐ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｐｌａｔｆｏｒｍ ｏｆ ａ ｃｅｒｔａｉｎ ＵＡＶ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ，ｉｌｌｕｓ－ｔｒａｔｅｓ ｔｈｅ ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ，ｔｈｅ ｓｅｌｅｃｔｉｏｎ ｓｃｈｅｍｅ ａｎｄ ｆｕｎｃｔｉｏｎｓ ｏｆ ｐｌａｔｆｏｒｍ ｈａｒｄｗａｒｅ ａｎｄ ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎ ｐｒｏｃｅｄｕｒｅ ｏｆ ｓｅｌｆ－ｍａｄｅｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ，ａｎｄ ｄｅｓｃｒｉｂｅｓ ｆｒａｍｅｗｏｒｋ ｏｆ ｓｕｂ－ｓｙｓｔｅｍ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｓｏｆｔｗａｒｅ．Ｆｉｎａｌｌｙ，ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎ ｆｕｎｃｔｉｏｎｓ ｏｆ ｐｌａｔｆｏｒｍ ｗｅｒｅａｃｈｉｅｖｅｄ ａｎｄ ｖｅｒｉｆｉｅｄ ｂｙ ｓｙｓｔｅｍａｔｉｃ ｄｅｂｕｇｇｉｎｇ ａｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ．Ｔｈｅ ｐｌａｔｆｏｒｍ ｃａｎ ａｌｓｏ ｂｅ ｕｓｅｄ ｔｏ ａｓｓｅｓｓ ｔｈｅ ＵＡＶ ｆｌｉｇｈｔ ｑｕａｌｉｔｙａｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｅ ｔｈｅ ｒｏｕｔｉｎｅ ｔｒａｉｎｉｎｇ ｆｏｒ ＵＡＶ ｏｐｅｒａｔｏｒｓ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ＵＡＶ；ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ；ｈａｒｄｗａｒｅ－ｉｎ－ｌｏｏｐ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；ｓｅｎｓｏｒ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ收稿日期：２０１２－０２－２２０ 引 言无人机作为模拟飞机类来袭目标，可为防空武器系统的火控雷达校飞、射击等任务提供空中靶标，是武器系统研制、鉴定过程中必不可少的装备［１］。
基于DSP的嵌入式飞行控制计算机系统的设计和研究
王 洋
（． １ 西安电子科技大学 ， 陕西 西安 ７０ ２ ； １ １６ ２咸阳职业技术学院 ， ． 陕西 西安 ７ ０７ ） １０ １
摘 要： 文章 针 对 飞 行 器嵌 入 式计 算 机 系统 的 具 体 需 求 ， 计 了弹 载信 息 处理 系统 硬 件 平 台。 介 绍 了嵌 入 式 设
道。 这样 ， 引头的电压信号可以通过外部 同步信号触发 导 的方式来实现的实时采样 ，再输入到计算 中来检测弹体 当前 的滚转角和偏航角 。 可靠性高 ， 断电时能够保持各种 飞行器上的数据 。 具有多个可扩展的 Ｉ ／ Ｏ口， 可以通过软 件设定 Ｉ ／ ０口。 以便输 出控制信号进行发动机点火 、 启动 导引头等， 同时能够接收外部输入的反馈信号 。 具有精确 的“ 看门狗 ”定时器 、 、 以及可靠 的电源监视功能。 电源管理 电路设计 时采用 了德 州仪器为 Ｄ Ｐ芯片 Ｓ 应用系统配套的电源转换芯片 Ｔ Ｓ３ Ｄ １ 。 Ｐ ７ Ｈ ３ ８该芯片可 同 时直接把 ５ｖ电压分为两路转换成 １ ． ｖ和 ３３ ８ Ｉ ｖ，这样 不仅减小 了器件的面积和体积 ， 还提 高了转换效率 ， 降低
续约为 １ ， 因此在测试实验过程中必须设计非易失性存 ｈ 储设 备。 另外 ， 由于弹上的 Ｆａ ｌ ｈ芯片在进行擦写时必须 ｓ 对块进行擦除 ， 这导致擦除过程会 出现几十毫秒 的延迟 ， 因 此 本 文 增 加 了 一 片 Ｘｃｒ 司 的 Ｘ ５ ２ ｉ 公 ｏ ２３ ３芯 片 ， 该 ＥＰ Ｏ ２ Ｒ Ｍ拥有 ３ ２Ｋ空间 ， 具有块闭锁保护和低 电平检测 功能 ，Ｐ 接 口操作 ， ＳＩ 写周期 为 ５ｍ 。 ｓ 由于一般情况下 卧式晶振在高过载情 况下 比立式 晶振 的抗过载能 力要高得 多 ，
某型空空导弹飞行控制组件综合测试系统设计
某型空空导弹飞行控制组件综合测试系统设计1. 引言1.1 研究背景空空导弹是一种具有高速、远程打击能力的先进武器系统，广泛应用于现代空战中。
为了提高空空导弹的飞行控制精度和可靠性，必须进行系统的综合测试。
而飞行控制组件是空空导弹中至关重要的组成部分，其性能直接影响到导弹的命中精度和战斗效果。
针对某型空空导弹飞行控制组件的综合测试系统设计具有重要意义。
目前，国内外对空空导弹的研发已取得了显著进展，但针对飞行控制组件的综合测试系统设计仍存在一定的局限性和不足之处。
本研究旨在针对某型空空导弹飞行控制组件的特性和需求，设计一套完善的综合测试系统，以提高飞行控制组件的测试效率和准确性。
通过研究此系统的设计与实施，不仅可以为我国空空导弹的研发与生产提供技术支持，还能够为相关领域的技术发展和应用提供有力的保障。
本研究具有重要的实践意义和推广价值，有助于提高我国空空导弹技术水平和国防实力。
1.2 研究目的研究目的是为了设计一套针对某型空空导弹飞行控制组件的综合测试系统，旨在对该导弹进行全面、准确的测试，确保其性能和稳定性符合设计要求。
通过对导弹飞行控制组件的测试，可以验证其各项功能是否正常运行，检测其在不同环境下的适用性和可靠性，为导弹的研发和生产提供重要技术支持。
通过测试系统的设计，可以提高测试效率，降低测试成本，提升测试精度和可靠性，为导弹的后续研制和改进提供技术保障。
本研究的目的是通过设计一套完善的测试系统，为某型空空导弹的性能验证和优化提供专业的技术支持，从而提升我国空空导弹的技术水平和实战能力。
1.3 研究意义空空导弹是现代战争中重要的武器装备，其飞行控制组件是保证导弹能够准确命中目标的关键部件。
针对某型空空导弹飞行控制组件的综合测试系统设计具有重要的研究意义。
该系统设计能够提高对导弹飞行控制组件性能的全面评估能力，可以更全面、更精确地检测导弹在飞行过程中的各项参数及性能表现，从而保证导弹的准确性和可靠性。
自动飞行控制系统测试系统
60飞行与安全Flight and Safety中国航班航空与技术Aviation and Technology CHINA FLIGHTS 自动飞行控制系统测试系统王宇晶 张明 曹正阳|西安爱生无人机技术有限公司摘要：自动飞行控制系统作为飞行控制系统的一个子系统，影响着飞机起飞、降落阶段和巡航阶段的飞行安全与可靠性。
为了保证系统安装后的正确性和可靠性，节省了机载设备的生产周期。
研制了自动飞行控制系统地面测试系统，该系统可单独测试，可与主飞行控制子系统结合使用。
关键词：测试模块；接口技术；软件开发1 自动飞行控制系统工作原理自动飞行控制子系统作为外环的飞行控制系统来控制飞机舵面通过主要的飞行控制系统,自动飞行控制子系统是与飞行控制装置,自动油门传动机构,飞行参数记录装置,中央维护设备,组合导航设备,无线电高度表,等通过总线或强硬路线,本发明实现了飞机的自动驾驶和飞行引导、自动油门、自动导航等功能。
自动飞行控制系统由自动飞行控制计算机(AFCC)、自动飞行控制面板(AFCP)、返回驱动器、自动油门驱动器(ATM)和控制开关组成。
核心系统是自动飞行控制计算机,接收相关信息的自动飞行控板,主要的飞行控制系统,飞行管理设备,等信号处理后,形成交叉传输，输入表决，控制率解算及输出表决后形成三轴及自动油门执行机构控制量。
2 系统的硬件选择及设计2.1 硬件需求对被测对象的接口类型进行统计,需要的测试资源如下:直流27V,消耗电流≤4A;交流115V,消耗电流≤0.5A;I/O 输出通道≥35路;I/O 输入通道≥40路;A/D 输入通道≥33路;D/A 输入通道≥11路;旋变信号输出1路,输入指令1路ARINC429输出5路,输入指令4路;GJB289A 通道1路。
2.2 硬件选型（1）模拟量仿真卡根据测试需求,模拟量仿真卡选择的是PXI-6723。
PXI-6723是一块模拟输出板卡，它的更新速率为13位、32路AO 通道、800kS/s,可以包含满足激励响应、信号仿真、波形生成及执行器激励等在内的各项应用需求。
- 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)。
link appraisement
王涵，女，助理工程师，硕士，中国飞行试验研究院工作，主要从事飞
行控制与仿真技术研究。
本文针对综合飞控计算机搭建地面仿真试验环境，提出了综合飞控计算机系统验证设备仿真平台的设计开
发思路，设计实现了综合飞控计算机半物理仿真平台框架。
在试飞领域中，起到了保障飞行安全的重要作用。
图1 综合飞控计算机系统整体布局图
CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jan.2019·中国科技信息2019年第1期航空航天◎
图5 综合飞控测试软件主界面
表1 综合飞控计算机系统验证设备测试结果
序号测试项测试内容测试结果
1接口测试模拟量精度、离散量输入输出信号、
ARINC 429信号、1553B 信号、电源输出检测
正确
2软件模块测试捷联航姿模块、激光惯导模块、大气/
无线电高度模块、EICAS 模块、襟翼模
块、驾驶仪伺服模块、EFIS 模块、油门杆伺服模块、故障注入模块
各模块正确
3功能测试上电测试、设备自检、系统测试功能正确
4仿真测试静态测试、动态测试符合设计要求
5系统联试测试整个设备在系统中的使用符合设计要求
结束语
针对综合飞控计算机地面开、闭环仿真试验，设计开发
了半物理仿真平台，为综合飞控计算机的研制建立的一套完整的软硬件开发、检测、验收测试、维护的平台，并为综合
飞控计算机提供了静、动态的地面仿真环境。
该系统能够在综合飞控计算机出厂前进行检测和验证，从而及早的消除了故障隐患，避免事故的发生，提高了设备的可靠性，确保后续飞行的安全。
荷造成的疲劳损伤与复合材料的剩余强度成正比，建立了疲劳损伤增量与瞬时剩余强度的函数关系，并采用线性累积损伤Miner 理论预测碳纤维增强复合材料的疲劳寿命，预测结果与试验吻合良好。
Choi SW 等基于恒载疲劳试验数据，采用Miner 理论计算各个应力水平造成的疲劳损伤，当损伤累积达到允许值1时，复合材料层合板发生断裂失效，获得实测载荷谱加载下的疲劳寿命，具有不错的预测精度。
Cain KJ 等和齐红宇等考虑应变等效原理构建复合材料刚度衰减与疲劳损伤的关系，并采用Miner 理论预测疲劳寿命，计算结果表明：复合材料层合板剪切方向上的疲劳累积损伤最大；疲劳累积损伤与微裂纹的聚合程度有关，当微裂纹聚合困难时疲劳累积损伤较小，而当微裂纹聚合成主裂纹时疲劳累积损伤较大，寿命预测结果与试验的最大相对偏差为12.2%。
刘关心等考虑循环载荷作用下复合材料层合板刚度和强度退化的影响构建出双参数疲劳模量的衰减模型，并采用Miner 理论估算其在变幅载荷作用下的疲劳寿命，具有较高的预测精度。
罗晓平和曹国廷以直升机复合材料桨叶为研究对象，建立ε－N 曲线模型，之后利用线性累积损伤Miner 理论预测疲劳寿命，并研究不同飞行任务剖面和桨叶载荷对疲劳寿命的影响，计算结果表明复合材料桨叶在常规飞行状态下为无限寿命设计，Miner 理论能有效评估直升机复合材料结构的疲劳寿命。
此外，一些学者还借助有限元仿真分析航空复合材料的疲劳性能，并采用Miner 理论预测寿命，Attia O 等和Tserpes KI 等借助有限元仿真模拟复合材料疲劳失效的渐进损伤过程，之后采用修正的Paris 模型和线性累积损伤Miner 理论估算疲劳寿命，计算结果与试验吻合良好。
Wahab MMA 等借助有限元仿真分析复合材料胶接结构的应变能释放率，并基于Paris 模型建立了失效循环的积分表示方法，之后采用Miner 理论估算疲劳寿命，由于没有考虑疲劳裂纹萌生和小裂纹扩展的影响，估算结果偏于保守。
徐颖等和郭葳等基于ANSYS 有限元软件，利用APDL 语言开发了复合材料层合板的疲劳渐进损伤分析程序，能够模拟不同铺层顺序和尺寸的层板试样疲劳裂纹萌生、裂纹扩展和失效的全过程，为复合材料疲劳寿命预测提供帮助。
广布疲劳损伤是工程结构中广泛存在的一种损伤形式，由于疲劳裂纹间的相互作用，导致结构的剩余强度下降，临界裂纹尺寸缩短，疲劳寿命明显减少，从而对结构安全造成严重影响。
针对金属结构的广布疲劳损伤问题，常基于断裂力学理论建立疲劳裂纹萌生的表征模型，并借助有限元仿真模拟应力场，之后采用蒙特卡洛随机理论分析疲劳裂纹的扩展和演化过程，估算金属结构的剩余寿命。
但目前的研究主要集于金属结构，对于航空复合材料结构的广布疲劳损伤问题研究较少，有待进一步探索。
结束语航空复合材料疲劳性能的研究主要包括试验、模型表征和寿命估算3个方面。
试验方面，测量了S －N 曲线、分层扩展性能、剩余刚度、剩余强度和疲劳极限等参数，并通过断口金相分析揭示其疲劳损伤机理，发现航空复合材料的疲劳性能受到纤维和基体材料、铺层顺序、加载方式以及失效形式等诸多因素的共同影响；模型表征方面，常采用Basquin 模型和剩余刚度模型表征航空复合材料的疲劳性能，而采用Paris 模型和内聚力模型表征其分层扩展性能，验证结果的有效性；寿命估算方面，通常借助不考虑载荷交互作用的线性累积损伤Miner 理论估算疲劳寿命，计算简便但精度欠佳。
但目前对航空复合材料疲劳性能的研究大多集中于恒幅加载情况，在实测载荷谱加载下的疲劳性能试验研究较少，缺乏载荷之间交互作用对复合材料疲劳性能影响的深入认识。
考虑实测载荷谱中载荷顺序效应的影响构建航空复合材料疲劳性能表征模型，并找到计算简便而准确的寿命预测方法，需要进一步研究和探索。
（上接第30页）。