冲击损伤

摘要： 目的为了有效量化库尔勒香梨因冲击载荷造成的损伤,实现库尔勒香梨冲击损伤量化评价。方法以不同成熟度库尔勒香梨为实验材料,探究不同成熟度下冲击高度与香梨损伤程度的关系,构建冲击高度与香梨损伤程度模型,依据电学特性检测系统构建不同测试频率下电学参数并联等效电容(Cp)与冲击损伤程度的量化模型。结果在同一冲击高度下,香梨损伤程度与成熟度成正比关系。当成熟度为H1—H5,冲击高度为30 cm,与瓦楞纸板进行冲击时,香梨表面未发现损伤。当冲击高度达到150 cm时,不同成熟度香梨表皮均已破损,不同成熟度香梨冲击高度与损伤程度量化模型决定系数R2为0.9849~0.9985,可有效量化评价不同成熟度香梨冲击高度与损伤程度的关系。在同一测试频率下,Cp值随着香梨损伤程度的增加而增大。随着测试频率的升高,电学参数Cp值逐渐减小,5种测试频率、不同成熟度下的量化模型决定系数R2的平均值由高到低为1 kHz、1 MHz、10 kHz、100 kHz、100 Hz。结论在测试频率1 kHz下,所构建的电学参数Cp与冲击损伤面积的量化模型检测效果相对最优,能够有效量化评价香梨的损伤程度。该模型的构建为香梨冲击损伤鉴别提供了理论依据。

摘要： 针对一种采用预浸料成型工艺制备的复合材料层合板,开展不同撞击物作用下复合材料层合板低能量冲击损伤特性研究.通过对比相同冲击能量(60 J)下,钢球、铝球和聚合物球撞击复合材料层合板的落锤/气炮冲击试验结果和冲击后含损伤结构的压缩试验结果,研究了不同撞击因素对复合材料低能量冲击损伤面积和剩余压缩强度的影响.结果表明,相同冲击能量下,同种材质撞击物(不同质量)以不同速度冲击复合材料层合板的损伤特性相似;而不同材质撞击物(不同弹性模量和泊松比)得到的结果差异显著.结合赫兹接触理论,初步解释了撞击物弹性性能影响接触刚度和冲击损伤程度的规律.

摘要： 蜂窝夹层结构因优异的耐撞性能和吸能能力,被广泛用于航空航天、汽车工业和船舶等领域。然而,蜂窝夹层结构在服役过程中很容易遭受到各种速度的冲击,这些冲击可能会导致蜂窝夹层结构性能的下降甚至损坏。因此对蜂窝夹层结构进行试验以及仿真分析,研究蜂窝夹层结构的抗冲击性能以及冲击过程十分重要。本文从蜂窝夹层结构冲击试验及仿真方面对国内外的研究成果进行了归纳和总结,在试验研究中总结了低速冲击和高速冲击的试验方案,包括摆锤冲击试验、落锤冲击试验以及空气炮试验。在仿真方面,从蜂窝夹层结构的建模、材料的损伤失效、冲击过程以及结构参数对冲击性能的影响等方面进行了汇总分析。最后对蜂窝夹层结构的冲击试验及仿真的研究趋势进行了展望。

摘要： 直升机机身蒙皮为薄面板蜂窝夹层结构,蜂窝夹层结构在较低能量的冲击下就会产生损伤,给飞行带来风险。本文采用有限元方法,对直升机机身蒙皮的冲击进行了仿真模拟。基于ABAQUS建立薄面板蜂窝夹层结构的有限元仿真模型,由于复合材料面板冲击过程中发生渐进失效,因此开发VUMAT用户子程序,自定义其本构关系,采用Yen失效准则模拟双向编织复合材料面板损伤起始和损伤扩展方式,并根据损伤形式对损伤单元进行刚度折减,以实现材料性能的退化,同时蜂窝芯体采用等效弹塑性模型,并引入Cohesive单元模拟胶层。冲击能量较低时,冲击损伤表现为面板凹坑、少量纤维断裂、基体损伤及分层。对比仿真与试验,两者具有较好的一致性,由此表明有限元仿真能够有效分析蜂窝的冲击损伤,为直升机机身蒙皮的抗冲击设计提供参考。

摘要： 为了研究复合材料风扇叶片鸟撞损伤情况,对鸟弹在4个入射角度下撞击复合材料层合板的过程进行了数值模拟,建立了复合材料层合板靶板模型;分析复合材料层合板与鸟弹碰撞后的受力以及复合材料层合板水平、垂直应变情况,并在此基础上建立了真实风扇叶片模型用于模拟被鸟弹撞击的风扇叶片。结果表明:复合材料层合板鸟撞数值模拟结果与试验结果一致;综合比较鸟弹的残余速度和复合材料层合板的损伤情况发现,在鸟弹入射角为30°时,复合材料层合板的抗鸟撞效果最好;复合材料层合板的数值模拟应变最大值与试验应变最大值的误差在10%以内,验证了数值模拟结果的正确性;当风扇转速为6000 r/min时,鸟弹入射角度越大,鸟弹与风扇叶片接触的时间越短,接触碰撞后鸟弹的速度减小越多,残余速度越小。

摘要： 数值计算分析是一种研究高速碎片特性的有效方法。利用硼硅酸玻璃作为基材,在真空环境下接受高速碎片冲击,模拟爆轰试验场景,根据硼硅酸玻璃表面的损伤形貌,通过数值计算得到高速碎片的质量与速度分布情况。研究表明,高能内爆产生的碎片质量为10^(-7)~10^(3)mg,速度为5.2×10^(3)~10.0×10^(3)m/s。计算结果可为高能内爆碎片防护提供理论依据。

摘要： 目的探讨环境温度对陶瓷-金属多层涂层冲击损伤的影响,获得不同温度条件下涂层的冲击损伤特征,揭示陶瓷-金属涂层在温度与循环冲击共同作用下的失效机理,为多层涂层的设计和使用提供参考。方法首先使用可调温度的速度控制型单颗粒循环冲击设备,对陶瓷-金属多层涂层在不同温度(35、200、350、500°C)下进行垂直冲击试验。采用白光干涉仪、光学显微镜和扫描电镜观察冲击坑的形貌和微观结构,结合不同温度时涂层纳米硬度和弹性模量来分析其损伤机理。结果温度较低(35、200°C)时,圆周裂纹是涂层的主要损伤形式,涂层冲击坑深度在达到稳定后增长缓慢;温度较高(350、500°C)时,涂层损伤特征由圆周裂纹向径向裂纹和剥落转化,冲击坑深度的增长速度较快。当温度从35°C提高到500°C时,涂层纳米硬度从31.22 GPa下降到11.18 GPa,H^(3)/E^(2)从38.38×10^(‒2) GPa下降到2.85×10^(‒2) GPa,涂层的峰值冲击力和能量吸收率分别从167.8 N和72.44%增长到184.6 N和82.37%,加剧涂层的损伤,使涂层冲击坑深度从4.74μm增长到11.58μm。结论陶瓷-金属多层涂层的冲击损伤特征和性能受温度影响,温度升高使得涂层的纳米硬度和韧性H^(3)/E^(2)同时降低,循环冲击条件下的峰值冲击力和能量吸收率均增大,相同循环次数时,将增大涂层的冲击损伤深度。

摘要： 针对碳纤维增强复合材料储氢气瓶的低速冲击行为,建立了冲击损伤数值模型,研究了不同冲击能量和气瓶内压载荷对冲击峰值载荷、损伤面积、损伤尺度以及凹坑深度的影响,探讨了冲击损伤临界值以及分层扩展阻力的变化规律。结果表明:内压小于30 MPa时,冲击峰值载荷呈缓慢下降,而内压超过30 MPa后会急速下降,内压作用下的冲击峰值载荷取决于纤维缠绕层的损伤程度;冲击能量增大,凹坑深度近似呈指数上升趋势,内压增大,凹坑深度显著降低;在内压作用下,低速冲击更易产生纤维拉伸损伤,压缩损伤主要分布在冲击表层区域,纤维损伤发生后,凹坑深度将会迅速增大;内压增高,冲击损伤临界值处于25~35 J之间;随着气瓶内压增加,第一阶段和第二阶段的分层扩展阻力值均降低,且降低速度逐渐减小。

摘要： 采用落锤法对增强相为碳纤维和碳纤维/玻璃纤维混杂的复合材料层板分别进行了冲击试验。采用扫描电镜(SEM)观察复合材料板冲击损伤处的表面状态,采用超声扫描分析了内部的损伤情况,测试复合材料层板冲击后的力学性能,对比两种复合材料层板的损伤情况。试验结果表明,复合材料受到冲击损伤时,冲击能量首先被树脂基体吸收形成孔洞缺陷,然后冲击能量被纤维吸收,纤维束断裂,最后复合材料内部出现小面积分层缺陷。以实验参数为基础,对层板进行了有限元仿真,计算了贯穿破坏的层板的强度保留率。最终结果表明,碳玻正交板的性能优于碳正交板。

摘要： 采用独立成分分析方法研究了基于脉冲红外图像的复合材料冲击损伤的缺陷表征问题。首先依据试块脉冲红外试验的先验知识和缺陷与非缺陷之间的温差特性为红外序列图像选取合适的区间段;然后对构建的数据矩阵进行中心化与白化预处理,采用梯度下降法进行独立成分分析,由重构矩阵可得到独立成分特征图像;最后,选择合适的图像分割方法可以获得最大损伤长径和损伤短径的缺陷表征量。以两块不同厚度的碳纤维增强型复合层合板分别在30 J和40 J的冲击能量下的损伤缺陷为例,成功提取了冲击损伤的最大损伤长径和损伤短径,并与超声F扫描的结果进行对比,误差在可接受的范围内,尤其是厚度为2 mm的层合板,误差在5%以内。研究结果表明,独立成分分析能够有效区分噪声与缺陷,并且获得的特征图像比原始图像的信噪比更高、对比度更大以及图像质量更好,有利于缺陷的提取和表征。

摘要： 为研究冲击损伤后灰岩变形及强度演化特征,实验加工制备3组柱形灰岩试样,分别在利用波形整形器改进后的75mm杆径分离式霍普金森压杆(SHPB)实验平台上进行冲击压缩实验.随后将受损岩样进行单轴静载压缩与声发射实验,得到受损岩样的静态应力-应变曲线与声发射图像.分析受损岩样的波速、静态抗压强度、弹性模量等宏观力学参数与动态冲击次数之间的关系,研究结果表面:在较小冲击荷载重复作用下,岩石动态峰值应力与弹性模量随次数先增大后减小;岩石损伤度随冲击次数增加而不断累计,但增长速率逐渐变缓,经分析后拟合出了经验公式将其描述;随着冲击次数的增加,灰岩的静态峰值应力、弹性模量、割线模量、起裂应力、断裂应力均降低,峰值应变有上升趋势.其中峰值应力,弹性模量和冲击次数之间分别都具有非常好的线性关系,并拟合出经验公式(yAx+B)将其描述.

摘要： 本文采用激光错位散斑检测技术,对含有冲击损伤的碳纤维层压板进行检测实验,分析了错位方向、错位量和加载时间对检测结果的影响.实验结果表明,激光错位散斑检测技术能够快速、准确的定位含有冲击损伤碳纤维复合材料层压板中的损伤位置;对有明显纵横比的冲击损伤而言,错位方向与其纵向一致将对损伤范围和程度判定产生较为明显的影响;错位量大小应控制在需要检测的最小冲击损伤的半径到直径之间,在提高检测灵敏度的同时避免由于错位量过大导致的误检和漏检;热加载时间过长或过短都会导致漏检,在实际检测过程中应结合被检物实际情况具体分析.

摘要： 本文研制的预制冲击损伤试验装置以压缩空气为动力、通过发射管将冲击弹射向试验材料并以光电测速计测定冲击弹速度与能量.该装置可准确控制冲击弹的冲击位置与能量来预制材料或零部件的冲击损伤,并且可防止冲击弹对试验材料进行二次冲击以及伤及操作人员或其它物品.它的优点是:冲击弹形状多样、冲击能量测试准确且量程大,能够从上下、前后及左右方向任意角度进行冲击试验,特别是,试验材料或零部件的尺寸及形状不限.

摘要： 基于空气炮实验装置在不同硬物、不同角度条件下对航空发动机不锈钢叶片的不锈钢板进行外物损伤模拟实验.采用逐级加载法获得损伤试件的高循环疲劳强度.研究了不同硬物、不同冲击角度及损伤部位宏观尺寸与不锈钢高循环疲劳强度的关系.结果表明:不同外物在同种条件下冲击损伤对HCF强度影响程度不同,玻璃珠冲击损伤使不锈钢HCF强度下降程度比钢珠冲击小.同种冲击硬物条件下,不同角度冲击对不锈钢HCF强度影响不同,玻璃珠冲击损伤试样HCF强度下降程度随冲击角度的增加呈减小趋势,硬物为钢珠时,30 °角冲击损伤对不锈钢HCF强度影响最大.冲击损伤的宏观尺寸一定程度上可以表征损伤试样HCF强度下降程度.

摘要： 选取东南沿海某建筑工程地基浅层残积土为试样,运用超声波岩土损伤检测技术,测试计算在不同冲击荷载作用下试样纵波波速.选用纵波波速为损伤变量进行损伤度计算,分析了冲击荷载冲击频率、冲量等参数对试样损伤度的影响关系.同时结合试样试验破坏实际情况,分析了冲击荷载作用下试样损伤演化破坏特性.结果表明,随着冲击频率和冲量的增大,残积土试样损伤度都有增大上升趋势;随着损伤度的增加,残积土冲击损伤演化过程可分为小变形、端部出现裂纹、前端1/3处鼓胀或出现裂纹、前端裂纹扩展与表面剥落等几个不同破坏阶段.研究结论为揭示动荷载作用下残积土动力损伤演化规律提供科学依据和量化参数.

摘要： 超声特征成像检测技术探索了一种对表面铜网结构泡沫夹层CFRP分层缺陷、冲击损伤和脱粘缺陷的无损检测方法.设计并制作了表面加入高衰减材料,内部添加不同种类缺陷的试样.采用超声特征成像检测系统全波列采集检测信号,通过对不同缺陷的特征信号的提取和重构,实现缺陷的自动识别,提高定量精度.试验表明超声特征成像检测技术可以有效地检测出新型复合材料分层缺陷、冲击损伤和脱粘缺陷,检测简便、结果直观、对材料无损坏,可以实现材料在使用过程中的监测和定量.

摘要： 为给冲击受损后钢筋混凝土(RC)梁的修复加固和结构安全评估提供参考,开展了3根RC梁落锤冲击受损后的静载试验及1根静载梁的对比试验,通过变化冲击能量使RC梁遭受不同程度的冲击损伤,对冲击受损后RC梁的残余力学性能进行研究.比较分析了不同冲击能量下受损梁的裂缝发展形态以及冲击力、支座反力、跨中挠度和纵筋应变变化规律;重点研究了不同受损程度梁的残余承载力、残余抗弯刚度和残余变形能力.在综合分析相关文献试验数据并对冲击能量进行标准化的基础上,拟合出冲击受损后RC梁残余承载力与残余抗弯刚度的计算公式.结果表明:随着冲击能量增大,冲击损伤梁挠跨比也增大,残余承载力和刚度总体呈下降趋势;相比未损伤梁,冲击损伤梁弹性抗弯刚度和极限抗弯承载力先增大后减小,但加载后期延性明显降低.

摘要： 纤维增强聚合物基复合材料在航空结构上的应用范围正在不断扩大,航空复合材料结构易于受到高速冰雹的冲击,这些中击会在复合材料结构内产生不可见的损伤,从而危害其结构完整性.本文综述了航空复合材料结构的冲击损伤及高速冰雹冲击的研究,并对其未来发展方向做了展望.

摘要： 飞机在起飞和降落时，经常发生由发动机进气气流吸人的小石块、砂砾、铆钉等硬物，对发动机风扇/压气机叶片造成冲击损伤，称为外物损伤。损伤的风扇/压气机叶片在高循环载荷作用下，会在损伤处产生疲劳裂纹并且扩展，严重影响飞机的安全飞行。rn 空气炮法是模拟外物损伤的最可靠的方法,但国内外使用硬物的材料和形状并没有统一标准,缺乏系统性的研究.为了初步系统性研究FOD损伤的宏观形貌特征,本文从三个方面研究了不同硬物冲击损伤的特征:1不同硬度的钢球冲击,2不同材质的球形硬物冲击,3不同形状的硬物冲击.结果表明,不同硬物钢球冲击可得损伤特征与硬物的硬度有关;对于硬度超过某一硬度值的钢珠冲击,其损伤相似,硬度超过某一值的不同材质球形硬物在相同条件下冲击,其损伤与硬物的密度有关;用球形硬物冲击模拟叶片的边缘,其冲击损伤为U形缺口;同种形状的菲球形硬物冲击,可能是缺口,可能是鼓包,也可能是撕裂.

摘要： 本文简述了激光错位散斑检测技术的原理,并对含平底孔、冲击损伤和聚四氟乙烯预埋膜的复合材料蜂窝结构进行激光散斑检测,结果表明,激光散斑法不适用于检测预埋聚四氟乙烯膜的蜂窝结构,但它能快速检测含不小于Φ5mm的平底孔和含冲击损伤的蜂窝结构.

摘要： 本发明涉及工程材料结构损伤预制领域，具体是一种损伤预制用的便携冲击器。本发明便携冲击器最前端是减震限位机构，减震限位机构对接于前端头自锁机构前端，并用螺钉与前端头自锁机构前端相固定。前端头自锁机构后端以螺纹接于筒体机构前端。齿轮机构、显示与运算机构焊接于筒体机构外表面相应位置处。弹簧与微调机构置入筒体机构的筒体内，并用筒体机构的后端头螺母固定。锁紧、释放机构以卡槽定位于筒体机构的外壁并用螺钉固定。本发明安全、轻便、简捷、环境适应性强、易操作，很好的解决了现有冲击装置或者不适应非水平面和异形面冲击、或者后端设备太多不便于现场的实时冲击等技术局限性。

摘要： 本发明涉及工程材料结构损伤预制领域，具体是一种损伤预制用的便携冲击器。本发明便携冲击器最前端是减震限位机构，减震限位机构对接于前端头自锁机构前端，并用螺钉与前端头自锁机构前端相固定。前端头自锁机构后端以螺纹接于筒体机构前端。齿轮机构、显示与运算机构焊接于筒体机构外表面相应位置处。弹簧与微调机构置入筒体机构的筒体内，并用筒体机构的后端头螺母固定。锁紧、释放机构以卡槽定位于筒体机构的外壁并用螺钉固定。本发明安全、轻便、简捷、环境适应性强、易操作，很好的解决了现有冲击装置或者不适应非水平面和异形面冲击、或者后端设备太多不便于现场的实时冲击等技术局限性。

摘要： 本发明提供一种基于物联网的运动损伤辅助康复训练用体外冲击波设备，其包括躺卧床体、伸缩结构、计算机结构和冲击波探头；对于需要康复的用户，其只需要躺卧在床体上，然后把腿部从脚部开始穿过环形转动板，以使得脚部位置放置到放置槽的位置，以使得腿部处于基本的悬空放置状态。然后启动所述驱动结构工作，这个过程中使得环形转动板能够从用户的脚踝位置逐渐地移动至大腿位置，并且在这个过程中可以实现间隔性运动。随后，根据用户的提示以及医务人员的诊断而确定待康复位置，然后医务人员再次启动驱动结构工作，并且使得移动环移动至待治疗康复的位置，然后启动探头工作而形成体外冲击波仪实现对于待康复位置的治疗。

摘要： 本发明公开了一种动物耳膜爆炸冲击波损伤等级测量装置及方法，解决动物实验中个体差异大、结果不稳定、操作难度大、检测成本高、干扰因素多的问题。本发明装置由封装壳体、2N个膜片组件、N根固定杆和底座组成。一个膜片组件由两个环形夹片和一块敏感薄膜组成，敏感薄膜模拟鼓膜，固定杆为透明圆管，模拟耳道，中间有隔板隔开，防止相互干扰，在不同距离和方向的爆炸冲击波作用下，根据膜破裂的程度来评定冲击波对耳膜损伤的等级。本发明装置不需电源，无需布设电缆，成本低、体型小、装配简单，封装壳体可以多次使用，摒弃了动物实验的复杂和不确定性，大大提高布设规模，使得对爆炸场冲击波可能的损伤等级测量可靠、准确、稳定。

摘要： 本发明涉及硬脆材料加工，更具体的说是用于硬脆材料高应变率变形和损伤分析的冲击刻划装置，包括冲击刻划机构，所述冲击刻划机构包括冲击刻划轴移动台，以及转动连接在冲击刻划轴移动台内的冲击刻划主轴，以及通过冲击刻划主轴驱动实现转动的电机连接轴，以及固接在电机连接轴上的刻划支撑平台，以及固接在刻划支撑平台上的冲击刻划刀具安装底座，以及安装在安装底座上的金刚石冲击刻划刀具。还包括刻划基座、工件装夹机构和移动平台；冲击刻划机构通过移动平台驱动在刻划基座上实现左右移动，工件装夹机构通过移动平台驱动在刻划基座上实现前后移动。可以实现不同形状尺寸的硬脆材料快速装夹定位，输入刻划深度、刻划速度和刻划位置，进行不同参数多组冲击刻划实验。

摘要： 本发明公开了一种基于超声波的复合材料板冲击损伤和冲击力定量方法，包括以下步骤：S1.复合材料板冲击损伤的取样制备；S2.利用相控阵超声波扫查获取数据；S3.构建超声数据的三维体积图像；S4.基于回波幅值识别损伤的局部区域，定量缺陷尺寸；S5.重复步骤S4，得到各个试件对应的缺陷尺寸；S6.构建冲击力与冲击损伤尺寸之间的关联数学模型；S7.利用相控阵超声波扫描待测的复合材料板，按照步骤S2～S4，对扫描数据进行三维重建，基于给定的回波幅值预定阈值，并对缺陷尺寸进行定量作为冲击损伤，再对冲击力进行求解；本发明基于超声波对复合材料板进行缺陷识别，并能够得到冲击损伤和冲击力的关系，有效地进行有利于冲击损伤定量和冲击力的求解。

摘要： 本发明公开了一种基于激光映射实体网格的冲击损伤数值模拟优化方法，包括如下步骤：采用轻气炮发射子弹冲击试样网格区域获得冲击损伤后，测量冲击损伤尺寸、损伤轮廓、损伤周围实体网格单元的表面残余应变以及表面残余应力；通过有限元软件建立参数化的冲击有限元模型，得到数值模拟的冲击损伤尺寸、数值模拟的冲击损伤轮廓、数值模拟的表面实体网格单元的表面残余应变和残余应力；计算试验实测与数值模拟的冲击损伤尺寸、损伤轮廓、表面残余应变和残余应力的相对误差；判断相对误差是否均小于预期值，直到获得满足精度要求的数值模拟结果。本发明解决了冲击损伤几何和内部残余应力的数值模拟精度问题。

摘要： 本发明公开了飞机结构抗离散源冲击损伤测试试验系统及方法，属于飞机测试技术领域，试验系统包括底板、压板和内筒；底板上设有第一固定槽和第二固定槽，压板设在底板上端，压板上设有调节槽，调节槽内卡接有与底板连接的长螺栓；压板中心位置设有法兰盘，法兰盘上设有定位螺杆；内筒侧壁底端设置有凸台，内筒卡接在法兰盘内部，凸台与定位螺杆抵接；内筒外部设有抱箍，内部设有辅助夹板，内筒上螺纹连接有与辅助夹板卡接的推动螺杆；本发明的测试试验系统结构设计合理，能够满足不同尺寸试验件、不同冲击角度和不同冲击位置的测试试验需求，有效提高了飞机桨叶结构抗离散源冲击损伤测试试验的效率。

摘要： 本发明公开了一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法，包括步骤：一、对飞机复合材料构件的全局结构进行几何剖分；二、对飞机复合材料构件的全局结构进行粗网格划分并施加真实载荷进行静力求解；三、取出飞机复合材料构件的局部结构进行细网格划分，对边界节点进行载荷和位移插值；四、获取飞机复合材料构件的局部结构所有节点的变形、应变和应力结果；五、对飞机复合材料构件的局部结构施加变形、应变与应力结果，对冲击物施加初速度，对飞机复合材料构件的局部结构进行冲击试验；六、根据飞机复合材料构件的局部结构损伤面积和损伤形貌，对结构冲击损伤进行评估。本发明引入真实应力，更真实的评估飞机结构在服役下的抗冲击性。

摘要： 一种考虑冲击损伤的干冰清洗工艺参数控制方法。其包括建立仿真所需的3D模型：设置仿真基本参数；设置不同的清洗参数；进行仿真分析；获得云图；分析清洗参数与助航灯具表面冲击力的关系；确定出最佳清洗参数等步骤。本发明提供的考虑冲击损伤的干冰清洗工艺参数控制方法具有如下有益效果：能够确定出对助航灯具表面冲击力最小的清洗参数，从而可减小干冰清洗过程中干冰颗粒对清洗表面的影响。另外，本发明方法操作方便，实用性强，成本低。