全尺寸飞机大展弦比机翼静力试验技术研究

在大展弦比飞机的机翼承载能力试验中,试验加载方向会因其大变形发生变化。本文以全尺寸结构机翼为研究对象,提出一种试验加载技术,最大程度实现机翼载荷的准确施加。通过此静强度试验,很好地解决了机翼试验大变形加载问题,具有较大的现实意义和应用价值。

大型飞机全机静力试验静定支持与约束技术及其应用

全机静力试验中试验支持与约束方案贯穿整个试验过程,对试验是否能达到验证目的及顺利完成具有很大影响。通过研究提出了全机静力试验静定支持与约束方案设计方法,建立了静定支持与约束理论模型,研制了一套试验静定支持与双向约束装置;并成功应用于某型飞机全机静力试验中。试验中研制的支持与约束系统稳定,能够监控全机试验载荷施加情况,试验结果表明提出的支持与约束技术科学合理,满足试验要求,可为同类试验提供参考。

某型飞机升降舵静强度试验研究

针对某型飞机升降舵静强度试验进行了研究。通过对试验件的支持方案、试验载荷处理、试验加载方法选择、试验加载及测量系统等方面的研究,提出了一套全尺寸飞机状态下部件静强度试验方案。试验结果表明,该试验方案科学、合理,可为整机状态下部件的静强度试验提供参考。

运输类飞机翼身组合体静强度试验研究

翼身组合体静强度试验是运输类飞机试验的重要内容之一,试验件为中机身和机翼组合结构。本文从试验承载系统、支持、加载方法、控制、测量等方面提出了此类型试验方案。试验结果表明,该试验方案科学合理,试验加载精度达到最大载荷1%以内,试验方法可为其它相同或类似结构静力试验提供参考。

全尺寸飞机部件试验载荷配平方法研究

针对全尺寸飞机部件试验的载荷配平方法进行研究,提出了一套全尺寸飞机静强度试验部件载荷的配平原则和配平顺序,可为全尺寸飞机静强度试验的载荷配平方案提供参考。

大型飞机主起落架连接区静力试验误差控制技术

主起落架作为飞机的重要部件,其基于全机的连接区静强度试验是飞机地面静强度试验必须的试验项目。试验中主起落架载荷大、变形大,该部位载荷施加的准确性会直接影响试验考核是否满足要求。为了提高该部位载荷施加准确性,提出基于全机约束点反馈的试验误差控制技术,通过分析全机约束点载荷误差的影响因素,筛选确定影响试验考核部位的载荷施加准确性的主要因素,并对主要因素进行优化处理。以某型飞机主起落架连接区为研究对象开展静力试验。结果表明,大型飞机主起落架连接区的试验误差控制技术可保证试验约束点反馈趋势与预期一致,试验误差控制达到了更高的水平且可靠性更高。飞机姿态主动控制及起落架随动加载等技术有效实现试验误差控制,提升了试验加载精度,可为同类试验提供参考。

5G技术在全机疲劳强度试验中的应用研究

随着航空装备需求的不断发展,新材料、新工艺不断涌现,飞机结构强度试验与验证技术面临诸多新的挑战。作为网络化与智能化关键手段之一,5G技术有利于推动强度试验技术的创新与变革。首先,简要介绍当前全尺寸飞机结构强度试验技术现状及发展趋势,同时深入研究全机强度试验未来发展需求,提出基于5G技术的全机结构强度试验新模式;然后,基于5G技术在全机强度试验技术发展中的特点和优势,构建试验核心场景与5G技术生态关联矩阵,规划基于5G技术的典型试验场景;最后,以某型机疲劳强度试验为平台进行试验巡检和监测场景中基于5G技术的试验系统研制和应用验证。结果表明:基于5G技术的智能化设施能够显著提升试验水平,对全机强度试验智能化发展具有重要意义。

全尺寸飞机双垂尾试验载荷施加装置研究

双垂尾结构静强度考核是全尺寸飞机结构静强度验证试验中的重要考核项目之一。双垂尾结构的飞机由于其气动布局的影响,垂尾试验载荷施加与其他结构相互干涉。本文根据垂尾试验载荷的难点,设计研发了通用型垂尾试验承载系统,采用胶布带-杠杆系统结合拉压双向载荷施加装置,确保垂尾载荷施加。同时,在承载系统的基础上,解决了试验中位移测量的安装、试验件与加载设备的重量扣除的问题。该技术的实现有效地避免了干涉问题,并成功应用于全尺寸飞机结构静强度试验中,取得了良好的效果,对后续的双垂尾结构强度试验具有一定的借鉴意义。

飞机强度试验异常应变数据诊断研究

针对飞机强度试验中常见的由于测量线路原因而产生的应变数据异常情况进行归类总结,通过设计模拟试验,测量应变数据,对数据进行分析处理,提取故障特征,归纳总结异常现象与产生原因的对应关系,为异常应变数据的快速分析和排除提供依据。

飞机强度试验舵面偏角测量方法的研究

为满足飞机结构强度试验中舵面偏角测量的要求,提出了一种基于位移测量的舵面偏角测量方法。该方法通过安装于舵面悬挂支臂上的两个拉线式位移传感器,测量相对于舵面悬挂接头上同一个测量点的位移,利用三角公式进行计算,得到舵面的偏转角度。对比验证试验表明,该方法的测量性能指标满足飞机结构强度试验要求,解决了传统利用倾角传感器无法测量方向舵偏角的难题,提高了试验数据采集的效率。

全机静力试验一体化加载框架设计技术研究

为满足全机静力试验加载、测控以及检查的需求,在国内静力试验中首次采用钢架结构的框架设计技术,参照建筑钢构形式及相应的设计规范,提出一体化框架设计技术,并提出了一套可行、通用的一体化框架设计规程,为后续一体化框架设计提供参考。

飞机结构强度试验加载装置设计

针对飞机结构强度试验中向上载荷的施加问题,设计龙门架加载系统,该加载系统主要包括龙门架立柱和加载横梁两部分。根据试验实际应用情况,对该系统中的各主要部件进行优化设计并进行强度校核,结果表明,所设计的龙门架加载系统满足承载需求,保证了试验的顺利进行。

EEMD降噪方法在飞机强度试验异响识别中的应用

针对飞机强度试验中异常信号被背景噪声淹没、提取信号特征困难这一问题,提出了结合相关系数的集合经验模态分解方法(EEMD)降噪方法。首先对信号进行EEMD降噪,然后根据相关系数筛选出用于重构信号的IMF分量,提取特征值,最后运用支持向量机进行分类辨识。通过与几种降噪法进行比较,结果表明,结合相关系数的EEMD降噪方法优于其它降噪方法,更适用于充满噪声的全尺寸飞机强度试验中。

基于C#的飞机疲劳试验数据管理系统设计

为了满足飞机疲劳试验数据管理的需求,提高飞机疲劳试验数据分析的效率,以SQL Server 2008为后台数据库,采用C#语言开发了一套飞机疲劳试验数据管理系统。该系统界面友好、功能完备,实现了疲劳试验数据的动态管理,大大提高了疲劳试验数据处理与分析的效率。

基于C#的飞机疲劳试验实时预警系统设计

为满足飞机疲劳试验对试验数据实时监控的需求,采用C#语言开发了一套飞机疲劳试验实时预警系统。该系统以疲劳试验数据管理系统为基础,计算各测量点、各工况的平均值和标准差,通过多种方法设定预警阈值。该系统界面友好、功能完备,可实现疲劳试验数据的实时监控,能够及时发现异常试验数据,尽早发现结构损伤并采取有效措施,可以大幅降低维修成本、缩短维修周期。

基于C#的飞机疲劳试验跟踪管理系统设计

为提高飞机疲劳试验管理效率,及时跟踪疲劳试验进度,采用C#语言开发了一款飞机疲劳试验跟踪管理系统,并以SQL Server 2008为后台数据库。该系统界面友好,功能完备,实现了飞机疲劳试验管理的智能化和信息化,能够对疲劳试验的各类运行信息进行更加全面、便捷和高效的跟踪与管理。

基于风险评估模型的全机静力试验数据分析方法

全机静力试验往往需布设成千上万个应变片,在试验过程中面对海量的试验数据,如何快速筛选、分析试验数据,尤其是异常数据的及时预警仍然是个难题。针对上述问题,提出了基于风险评估模型的全机静力试验数据分析方法,在风险评估模型的基础上设立低风险区、中风险区和高风险区,实时监控每个应变数据的趋势,一旦超过某个特定的范围就会出现相应的预警,可以为试验现场指挥第一时间提供决策依据,从而保证试验的安全。

翼身组合体静力试验支持夹具设计方法研究与应用

针对翼身组合体试验件的结构形式和载荷传递要求,设计了一种结合支持约束和载荷施加两种功能的支持夹具,并将其应用于MA700飞机翼身组合体研发试验。试验应用结果表明,该支持夹具在满足试验件静定支持要求的同时保证了前后机身载荷的传递,试验测量数据真实可靠。

基于误差控制的大展弦比机翼静强度试验载荷处理技术

全机静力试验中,机翼作为主要考核部位,其受载是否准确对试验结果具有重大意义。高空长航时飞机机翼一般展弦比较大,试验中其加载方向会随着机翼的变形发生变化,导致试验机受载与实际情况不同,试验结果不准确。为解决上述问题,提出了一种针对大展弦比机翼试验载荷的处理技术,将原始载荷处理为试验载荷并进行修正。最后以某大型客机机翼为研究对象,对其载荷进行处理并应用。结果表明该处理方法满足试验要求,具有较高的精度,对同类问题具有很高的参考价值。

飞机结构损伤声源定位算法分析

针对飞机强度试验中飞机结构损伤位置定位困难这一问题,采用基于时差(Time difference of Arrival,TDOA)的定位方法,比较了最小二乘法和最优化方法的定位效果,并对影响定位精度的因素进行了分析讨论,为工程应用提供理论依据。