结构强度试验液压缸测试框架设计改进与应用

针对液压缸测试支持框架使用过程中换装效率低、对吊装的依赖性较高的问题,提出了一种新型开放式框架改进方案。利用仿真分析对框架的刚度进行精确设计,并在框架底部安装万向轮,以方便标定过程的转场。同时,通过仿真分析对框架进行了强度校核,使其具备较高的安全裕度。与已有的框架相比,改进方案的框架具有更好的场地适应性和可靠性。

结构强度试验液压缸振动智能检测及定位方法

针对结构强度试验加载过程中液压缸振动问题,提出了一种液压缸振动智能检测及定位方法,通过对常见液压缸振动信号的捕捉建立异常声音信号专家知识库,同时在试验现场布置声音检测传感器阵列以获取液压缸振动信号,通过与专家知识库匹配确定异响来源并分析可能的原因。引入液压缸空间分布坐标,对可能发生振动的液压缸进行快速定位,对液压缸振动的位置和原因进行快速检测判断,起到辅助试验实施、降低试验风险的作用。

静力试验中水载荷控制过程建模与仿真

针对结构静力试验中极小载荷多点协调程控加载的需求,提出了以慢速比例阀为执行结构、水箱内液体重力为控制目标的试验方法,建立了水载荷控制模型。为提高试验控制系统的响应速度,设计了直接数字量控制算法并与经典PID控制算法进行了对比。仿真结果表明,该试验方法能够实现静力试验中极小载荷闭环控制,直接数字量控制算法优于经典PID控制算法。

结构强度试验惯性力计算方法研究

为验证基于作动筒运动位移数据的加载点惯性力计算方法,设计位控作动筒高频推动测力传感器及质量块往复运动的验证试验,同时在控制系统中引入位移数据FIR滤波算法及加速度计算算法。试验结果表明,试验过程中惯性力计算方法与实际测力传感器反馈数据量级一致,初步证明了算法的可行性。

高度修正实现刚度等效的梁结构有限元建模方法

民用飞机中对于梁结构的有限元建模,一般采用刚度等效方法将梁建成杆单元与剪切板单元的组合形式,这种有限元简化方法仅能保证截面刚度与真实截面刚度近似等效,但有限元中的截面面积与实际面积却相差较大,致使有限元分析的结果不能准确反映结构严重部位的应力情况。针对传统刚度等效有限元建模方法的不足,提出一种采用高度修正的刚度等效有限元建模方法;将该方法的计算结果与传统建模方法的计算结果、理论计算结果、试验测量结果进行对比。结果表明:本文提出的高度修正的有限元建模方法比传统杆板系建模方法更准确,与试验结果更接近;将该方法用于民用飞机结构有限元建模,能够对真实结构进行更准确地模拟,分析结果也更精确。

全机静力试验应变测量优化方法

全机静力试验中,每个工况对应不同的应变测量规模,并且静力试验周期长,将所有应变片全部接入到测量设备上,会导致设备利用率极低。针对上述问题,本文提出了一种飞机主体结构应变分组以及飞机主体结构加非主体结构A+B的应变测量优化方法,能够使设备利用率最大化,从而解决型号任务多的时候应变测量设备不够的问题。

变弯度机翼后缘结构试验技术研究

本文针对全尺寸变弯度机翼后缘柔性蒙皮大变形的结构特点,对变弯度机翼后缘结构试验技术进行了研究。在对几种随动加载方法进行对比研究的基础上,提出了一种丝杠模组与力控作动筒联合主动控制的随动加载方案。通过变弯度机翼后缘结构地面试验对该随动加载方法进行了试验验证,试验结果表明,采用该随动加载方法,加载精度与测量结果均满足试验要求,可以实现气动载荷的准确施加。本研究为可动翼面的载荷施加提供了参考,试验数据为变弯度机翼后缘设计改型提供了依据。

直升机复合材料拉扭条扭转性能分析

拉扭条作为直升机旋翼桨毂的主要承力结构,承受桨叶旋转产生的离心力并通过自身的大变形实现桨叶的变距,其所承载的离心力和扭角变形随直升机飞行状态的变化而变化。针对复合材料拉扭条组件,基于ABAQUS建立仿真模型并求解应变和角度变形云图;设计静力试验台架进行验证试验来验证仿真模型,并进一步分析离心力、扭角对其扭转性能的影响。结果表明:复合材料拉扭条的扭转刚度随扭角的增大而减小,随离心力的增大而增大,且离心力对复合材料拉扭条的扭转刚度影响更大。

基于光纤光栅的应变场重构方法

为满足直升机关键承力部件的应变监测需求,结合光纤光栅灵敏度高、体积小、抗电磁干扰、易于分布式组网的特点,提出构建基于光纤光栅的分布式应变场监测系统。通过对光纤光栅的应变传递及传感器布设方案进行理论分析,设计了基于三次样条函数插值的应变场反演算法。与Ansys有限元仿真数据进行验证对比,应变场反演平均误差为5.24%,表明该方法可以实时准确地获得部件受载荷下的应变场信息。

飞机结构强度试验测量系统分散性研究

飞机结构强度试验测量系统的安装分散性对数据采集精度影响较大,测量结果直接影响试验结论是否有效。测量系统安装误差主要集中在金属粘贴式电阻应变计和导线环节,通过理论模型和对比试验,对应变传递效率影响因素和导线长度影响进行了分析。分析结果表明,应变传递效率随粘接层厚度增加或弹性模量减少而下降,金属类粘接材料明显优于有机胶;长导线电阻对测量误差的影响不可忽略,3线式接线法可有效改善导线电阻的影响程度。

多元连杆多种冲击方式载荷及响应特性分析

为了获取并分析多元连杆的冲击力以及各传力路径上的应变响应特征,采用气炮、悬臂落锤、液压等3种冲击加载方法对发动机多元连杆进行冲击加载。对冲击力和冲击应变响应曲线进行了时间域和频率域的特征分析,获取了冲击力和应变响应的波形特征和频谱特征。通过与静载应变响应的对比获得动静响应系数,以及动静响应系数随波形宽度的变化规律。结果表明:在气炮、悬臂落锤、液压等3种冲击力的波形特征近似的情况下,在频谱上反映出各自不同的频率成分。在各传力路径上的冲击应变响应,除了响应幅值不同外,其余波形特征如峰值特征和频谱特性均较为一致。各应变之和作为连杆冲击力测试方法的表征参数,随波形中高频成分的增多,动静响应系数逐步增大。在进行多元连杆冲击载荷标定时,需要充分考虑所测试冲击力的载荷特征,选取合适的冲击载荷标定或者静载荷标定方法。

大型水陆两栖飞机全机静力试验载荷工况筛选研究

研究了大型水陆两栖飞机全机静力试验载荷工况筛选。结合设计载荷情况和载荷工况池,提出了大型水陆两栖飞机全机静力试验载荷工况筛选指导原则。按照静力试验考核范围,基于部件严重受载情况分析、内力包线和静强度裕度对比,提出了全机工况和部件工况的筛选思路和方法。以大型水陆两栖飞机稳定俯仰2.5 g工况和发动机支架及其连接结构静力试验为例,对全机和部件工况筛选过程进行了说明。研究结果表明,通过载荷工况筛选后,可以给出大型水陆两栖飞机全机静力试验载荷工况集,满足工程验证试验的目的和要求,提高全机静力试验效率,加快型号研制进度。该研究可为其他大型飞机全机静力试验的设计和实施提供参考。

基于MSC/PATRAN的飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统开发

在Windows环境下,以MSC/PATRAN为平台,利用平台提供的二次开发语言PCL(Patran Command Language),并结合C++语言,通过客户化、增设特定的命令和窗体等技术开发了飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统TestDTAS(Test Data Tracking,Analyzing and Processing System)。在结构试验进行中,TestDTAS可以实时地监测结构试验件中应力和位移的变化情况,并与理论分析结果进行对比,而在试验结束后,TestDTAS可以进行试验数据回放和分析,从而将试验与理论分析有机的结合在一起,对结构静力试验和结构设计有很高的实用价值。

大型水陆两栖飞机起落架强度试验技术

针对大型水陆两栖飞机起落架的超静定连接及高支柱结构所带来的试验问题,基于刚度等效理论采用数值仿真方法分别对起落架与机身连接和与试验装置连接模型进行分析,通过调整试验装置结构形式、尺寸及厚度等,实现起落架装置连接模型对机身连接模型在变形主方向位移的模拟;基于数值仿真的力学边界条件模拟,计算主起落架轮轴中心点在最大载荷时的位移,预先调整加载点安装位置以保证最大载荷时的加载精度。试验结果表明,在机尾下沉着陆最大回弹载荷内外轮分配比例为6∶4的工况下,轮轴中心点主变形方向的位移基本相同,两种连接方式各向载荷最大误差在7%左右。研制了集模块化、多功能和通用性于一体的机身刚度模拟自平衡试验装置,满足了主起落架8种工况的静强度试验需求,可为其他型号起落架试验提供参考。

全机结构试验起落架随动加载技术研究

以提高起落架试验加载精度为目的,提出了一种适用于全机状态下起落架试验的随动加载方法;并设计了随动加载装置,进行了试验验证及实际应用。与传统加载方式相比,随动加载装置具有加载精度高、结构简单、安装方便的特点,有较高的工程应用价值。

新支线飞机全机静力试验实时监控系统的研制及应用

通过介绍国产新型支线客机ARJ21-700全机静力试验实时监控系统的开发工作,集中展示了数字采集实时监控预测系统在数据处理和试验指导方面的良好效果。该系统主要以点应变、点位移、部位位移协调性以及局部典型结构的应力和安全裕度为监测对象,底层采用数据库系统存储有限元数据和试验采集数据,有限元分析数据和试验测量数据相互参照,实现了对ARJ21-700型飞机全机静力试验的有效实时监控。

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。

飞机结构试验载荷演算方法研究

针对飞机结构静力试验设计问题，将计算机辅助设计技术引入这一领域，结合飞机的曲面外形，探讨了飞机结构静力试验设计中的分布式载荷和集中式载荷的演算问题。在ＵＮＩＸ工作站上Ｍｏｔｉｆ图形用户界面环境下完成了交互式的载荷演算软件，使载荷演算能够以较高的精度和自动化程度进行，并且可以使载荷演算的结果直观地以图形方式进行显示。

大型飞机结构强度试验姿态转换与控制

针对以往大型飞机姿态转换过程存在潜在的胶布带脱落、局部失稳以及多种提升设备不协调等风险问题,提出一种大型飞机结构强度试验姿态转换与控制方法。通过设计位移提升装置和全浮动支持平台,确保飞机姿态转换系统安全可靠;应用协调加载控制系统,提出多点协调的位移提升控制方案,实现飞机姿态平稳转换和精准控制;研究飞机姿态实时测量算法,开发可视化监控系统,实现飞机姿态多维变量实时监控。通过全要素测试,验证了所提方法的合理性。试验结果表明:某大型飞机的姿态转换过程实现了多维度可视化监控,与传统方法相比,效率提升了约35%,可靠性及安全性大幅提升。

大倾角拉压垫加载系统设计与应用

对于全尺寸飞机静力试验,通常采用拉压垫技术施加压向载荷,以及胶布带-杠杆技术施加拉向载荷。由于两种技术之间换装复杂,因此对全尺寸飞机静力试验,换装周期长、试验成本高。为了提高试验效率、节约成本,融合两种加载技术,研制了胶布带拉压垫技术。大部分情况压向载荷沿飞机蒙皮法向方向,或者与法向方向成一定较小的角度。现有的胶布带拉压垫技术可满足试验需求;但对某型号全机静力试验某压载工况,载荷方向与机身蒙皮法向方向成较大角度,现有的胶布带拉压垫技术无法实施。对胶布带拉压垫技术进行分析,设计改进方案,实现大倾角拉压垫压载技术。将该技术应用到某型飞机压载试验中,经过数据分析,试验数据真实有效,为以后大倾角压载试验提供解决方法。