全尺寸飞机结构强度试验数据分析软件设计

在全尺寸飞机结构强度试验进行过程中,试验控制系统会实时采集并保存各加载点的端点值数据,这些数据数量庞大、信息繁多,靠人力分析效率较低。为此,针对全尺寸飞机结构强度试验数据的特点,编写了全尺寸飞机结构强度试验数据分析软件,以便对试验数据进行分析。该软件能够对任一加载点的数据进行分区间统计,并绘制相应加载点的误差分布直方图,直观展示加载点的误差分布情况,便于寻找到频繁踏步且影响试验速率的加载点。此外,还能实现对载荷谱加载时间的统计,有利于后期对载荷谱进行优化。

全尺寸飞机结构强度试验位移修正方法研究

综合考虑飞机结构的平移、俯仰、滚转和偏航等因素,进行位移修正方法研究,提出一种适用于全尺寸飞机结构强度试验位移修正方法并进行工程应用。结果表明,该方法明显提高位移测量数据的准确性,是可行和有效的。

深度学习方法在全尺寸飞机结构强度试验中的应用探究

在全尺寸飞机结构强度试验过程中,会产生大量试验数据,过去受限于分析方法,无法对数据进行精确分析,使宝贵的数据无法得到充分利用。深度学习技术的发展,使分析大规模数据成为了可能,深度学习在图像识别、数据处理分析等领域均有很大进展,恰好适用于全尺寸飞机结构强度试验数据的分析工作。文章对深度学习技术进行了简要介绍,并从图像与数据两方面对未来深度学习在全尺寸飞机结构强度试验中可能的应用场景进行了设想,为后续工作提供了参考思路。

二维码技术在飞机结构强度试验应变信息管理中的应用

针对飞机结构强度试验中应变信息记录,开发了基于二维码技术试验应变信息管理系统,以提高试验部署效率和信息记录准确性和便捷性。该系统将二维码技术与试验信息管理相结合,实现了对试验信息的快熟识别、信息采集和存储管理。介绍该系统的设计原理和应用效果。

某型飞机全尺寸雷达罩静强度分析与试验验证

目的考核某型飞机全尺寸雷达罩的静强度,验证其计算模型的准确性。方法采用有限元计算和静力试验相结合的方法,对某型飞机全尺寸雷达罩的承载能力进行研究与试验验证。根据雷达罩的结构特点和载荷分布情况建立有限元计算模型,进行应力应变计算与强度校核,得到了雷达罩的应力应变云图。在此基础上,选用最严重载荷工况对雷达罩的承载能力进行试验验证。通过试验总体方案设计及加载实施方案优化设计,采用矢量加载技术和软硬结合的加载方式对雷达罩施加拉压载荷,保证各加载点的载荷均与所在表面的法向相同,与雷达罩实际受载情况一致。结果雷达罩的应力水平较低,承载能力较高;试验实测应力结果与理论计算结果有偏差,但应力分布规律合理,与理论分析计算结果的趋势基本一致;静力试验结果证明雷达罩及其与机身连接结构能够满足静强度设计要求。结论雷达罩静力试验测得的应变数据与有限元计算结果吻合较好,雷达罩本体及其与机身的连接结构满足强度设计要求。

目视检测在民用飞机全尺寸结构疲劳试验中的应用

针对目视检测在民用飞机全尺寸结构疲劳试验中的应用,以实际检测为例,介绍了快捷直观、有效可靠的目视检测技巧,以利同行进一步提高目视检测的效率和可靠性。

射流管电液伺服阀在全尺寸飞机结构静力/疲劳试验中的应用研究

该文主要论述了射流管电液伺服阀在全尺寸飞机结构静力/疲劳试验机中的应用研究。介绍了射流管电液伺服阀的结构、工作原理,飞机静力/疲劳试验系统的结构。阐述了射流管电液伺服阀在飞机静力/疲劳试验系统中应用的优点。并说明了射流管电液伺服阀在试验中的应用效果。

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。

全尺寸飞机强度试验整体框架设计技术研究

整体框架设计技术是全机强度试验的基础技术之一,但技术人员对该项技术缺乏系统的研究,无相关设计规范。文章通过对典型整体框架设计过程的总结和分析,初步提炼出该项技术的设计依据、设计流程及各流程内具体技术内容,可为全尺寸飞机强度试验整体框架设计规范的编制提供技术基础。

应变测量数据在全尺寸飞机结构疲劳试验裂纹检测中的应用

通过对全尺寸飞机疲劳试验中同一载荷状态下多次重复测量应变数据的统计分析,根据其变化规律和贴片位置,预估飞机结构可能产生裂纹的区域,并利用无损检测确定裂纹的具体位置和长度,为全尺寸飞机疲劳试验探索一种新的裂纹检测方法。

工业内窥镜在全尺寸结构飞机疲劳试验中的应用

工业内窥镜在全尺寸结构飞机疲劳试验中,可用于检测飞机结构中人眼无法直接观察到的部位,通过物镜与液晶显示器的图像转换,达到间接目视检测的目的;检测人员可以在不需要拆卸或破坏构件的前提下,方便且迅速地观察及检测组装构件的内部表面结构或工作状态;并对裂纹长度进行测量等,从而有效地实施质量管理。

全尺寸飞机机体疲劳试验时中央翼与外翼连接区域疲劳损伤的声发射监测

中央翼-外翼连接区域是某型飞机全尺寸疲劳试验需特别关注的部位,其中φ10mm垂直方向对接销钉和孔以及φ12mm水平方向对接螺栓和孔等,或因形状特殊无法使用超声波探伤,或者因不可达而无法应用常规无损检测技术检查。介绍了使用声发射技术对该部位的跟踪监测。利用趋势分析、基于时间、空间的滤波和基于幅度和能量分布等多种信号处理方式,以及多参数综合识别技术,对这些关键部位的状态进行了声发射连续跟踪监测,为保证机体部件疲劳试验的顺利进行起到重要作用。

声发射技术在全尺寸飞机疲劳试验中的应用

过去九年,在对两类三代机的全尺寸疲劳试验中实施了全程声发射监测。采用了以声发射为中心的裂纹综合监、检测方法,对一些关键构件的疲劳裂纹实施早期预报,并用其它无损检测方法加以验证,为试验的顺利进行奠定了重要基础,为确定和延长这两类飞机的机群寿命发挥了重要作用。在对第一类三代机的试验中,发展了过去所用的声发射信号处理技术,在大量获取试验中的声发射信号时,有意识地将信号分成一系列有序的信号子集,分别反映一定的飞机受力(载荷)状态,在此基础上再采用空间滤波等技术获得感兴趣结构位置处的信号子集。对子集再采取基于统计分析原理的趋势分析和相关分析技术,获取监测位置的状态,以及试验机的"健康状态"。这一方法在另一类三代机的试验中再次发挥作用,显示了生命力。最终结果是两类三代机的机群寿命均有50%以上的提高,说明声发射技术具有广阔的应用前景。

飞机结构强度试验异常声源信号提取方法研究

针对飞机结构强度试验环境复杂的特点,进行了飞机结构异常声源信号提取方法研究。采用经验模态分解方法进行声源降噪处理,通过Teager能量算子加短时过零率的双参数双门限法,进行带噪信号的端点检测,形成了一套飞机结构强度试验异常声源信号提取方法。通过提取复材板断裂和铆钉断裂等飞机真实结构的异常声源信号,对该方法进行了验证。结果表明,该方法能够在含背景噪声的信号中准确提取飞机结构异常声源信号,适用于飞机结构强度试验复杂环境中的异常声源信号提取。同时,为实现飞机结构异常声源快速定位和声源特征辨识奠定了技术基础。

飞机结构静强度试验支持方案的确定

飞机结构试验是一个复杂的系统工程。飞机的支持方案是贯穿于整个试验过程的重要环节,它规定了试验件的支持状态,决定了试验结果的质量。本文通过对型号试验支持方案的进展历程和目前的发展动向的介绍,阐述了飞机结构试验支持方案制订的过程和考虑要素。

MSC.SimManager环境下飞机结构静强度虚拟试验流程管理

飞机结构的研制及改进、改型,均须经过试验来验证结构的强度性能以及所用分析方法和工具的正确性.在试验验证的飞机设计过程中,常常要进行大量材料、元件、组件、部件以及全尺寸飞机结构强度的试验,而大量的物理试验也是造成目前飞机研制成本高、周期长的主要原因之一.

高铁车轴强度设计及全尺寸疲劳试验方法比较

高铁车轴是高速铁路列车的关键技术之一,是关系到列车运行安全性、可靠性的重要结构,世界各主要铁路发达国家都已形成了比较系统的车轴强度设计方法和规范。文章对比分析了欧洲和日本的相关标准在高铁车轴设计原理上存在的差异,介绍了国内外车轴疲劳试验装置和试验方法,给出了改善疲劳性能的主要对策及建议。

通用飞机全尺寸疲劳验证试验技术

全尺寸疲劳验证试验是新型通用飞机取得单机适航证的前提条件,是飞机服役后持续适航的重要保障。本文以"小鹰"-500飞机的全尺寸疲劳验证试验为例,从适航条例CCAR-23.572条款的要求出发,对"小鹰"-500飞机的全尺寸疲劳验证试验技术做以全面总结,给出了一套行之有效的编谱方法、试验方法,为今后同类飞机的疲劳验证试验提供参考和借鉴。

全尺寸飞机疲劳试验过程中的无损检测及声发射监测技术研究

本文介绍了在全尺寸飞机疲劳试验过程中的无损检测和声发射监测的技术细节,说明了如何根据监测目标任务要求,确定传感器位置和安装方案、进行声传播通道性能测试、材料声发射(AE)性能研究和考证整个检测系统工作的平稳性。讨论了如何合理设置数据采集系统的参数,研究了背景噪声的变化规律,并特别研究了同疲劳裂纹形成和扩展有关的声发射信号的特征及如何从强背景噪声环境中获得有用AE信号。论文以中央翼-外翼连接区域和起落架上枢轴接头等关键部位为例,说明实施监测的方法。由于疲劳试验特别强调监测结果的实时性和及时性,在声发射信号处理方面,作者利用趋势分析,基于时间、空间的滤波和基于幅度和能量分布等多种信号处理方式,以及多参数综合识别技术对一些关键部位的状态进行了声发射连续跟踪监测,为保证全尺寸飞机机体部件疲劳试验的顺利进行起到了重要作用。

基于全尺寸飞机的前起落架最大回弹载荷静力试验研究

以全尺寸飞机为载体,进行均匀充气轮胎和跑气轮胎两种工况条件下前起落架最大回弹载荷静力试验研究。试验结果表明,随着载荷的增加,跑气轮胎条件下拉应变、压应变以及左、右轮心的位移基本为线性增长。均匀充气轮胎条件下,结构拉应变和压应变随着载荷增加也基本成线性增长,但在加载百分数超过80%以后,拉应变增幅加大。同时该条件下左、右轮心位移值呈线性增长。与均匀充气轮胎情况相比,跑气轮胎条件下的应变和位移较小。