飞机机翼载荷校准试验的有限元仿真方法

飞机机翼载荷校准试验是飞机载荷验证试飞的关键工作之一,校准结果的精度及有效性主要取决于试验方案设计的合理性。为了对其开展仿真研究,研究了对机翼载荷校准试验进行有限元仿真的方法,实现了建立有限元仿真模型、设计"虚拟"应变电桥和施加"虚拟"校准载荷等关键技术。以此对某机翼载荷校准试验进行了仿真,将仿真结果和试验结果进行了对比,评价和分析了仿真结果。应用结果表明,方法具有令人满意的精度和可行性。

飞机载荷校准试验主动约束技术

在研究以往飞机载荷校准试验支持和约束方式的基础上,结合某型飞机结构特点,提出一种载荷校准主动约束方法。对主动约束方法和传统的起落架方法飞机载荷校准进行受力分析,建立了2种约束方法的理论模型;设计2种约束方法的机翼载荷校准对比试验,并提出主动约束载荷校准试验实施流程;结合某型飞机机翼载荷校准试验和飞行试验对主动约束方法进行了验证。结果表明:与传统的起落架约束方法相比,主动约束方法能有效解决有起落架布置的翼身整体结构机翼根部载荷测量难题,并将机翼载荷校准试验量级提高41%,机翼载荷模型误差可控制在3%以内。

基于虚拟试验的机翼-起落架布局飞机翼根载荷校准试验方法研究

飞机的机翼-起落架布局是指起落架安装在机翼上的结构形式。在校准试验时,起落架对机翼根部存在约束力,使翼根实际承受的力与施加的校准载荷相差较大,无法准确建立翼根的载荷方程。本文基于虚拟试验,提出了一种载荷校准试验方法:首先通过求解响应系数,解耦了约束载荷与校准载荷;其次构造了虚拟试验加载工况和虚拟应变响应,建立了弯矩、剪力和扭矩载荷方程;最后利用虚拟试验检验了载荷方程。检验结果证明了本方法的正确性。

飞机机翼结构载荷测量试验力学模型与数据处理

以运七飞机为例,探讨了大型飞机机翼结构部件载荷测量试验力学模型,应变桥路设计和标定加载试验过程,通过对试验数据多元回归分析,建立了飞机机翼、尾翼结构部件载荷输入与应变输出关系方程,以此来获得飞机机翼、尾翼测量截面在实际飞行过程中的载荷-时间历程。

六自由度静定支持与约束技术在飞机载荷校准试验中的应用

在研究以往飞机载荷校准试验时非静定支持与约束方式的基础上,首次提出了飞机六自由度静定支持与约束方法;根据载荷校准试验得到的飞机受力分析结果,对飞机起落架支持与约束载荷进行了分解和简化,建立了飞机六自由度静定支持与约束工程模型;结合某型飞机的载荷校准试验对该方法进行了试验验证,结果表明:采用该方法可实现对飞机约束载荷的理论计算和实时监控,保证了飞机机翼等复杂结构部件在高载校准工况下试验过程的安全、可控;使飞机机翼的试验载荷量级提高到了限制载荷的43%,机翼载荷建模精度可控制在3%以内。

液压多点协调加载技术在机翼载荷校准试验中的应用

载荷校准试验是飞机飞行载荷测量的关键技术环节,而校准试验载荷的加载方式、载荷量级的大小直接影响着载荷建模及飞行实测载荷精准度。本文提出的液压多点协调加载技术,可实现飞机机翼多点、自动控制、协调加卸载,与以往人工单点加载试验相比,载荷量级提高到了机翼限制载荷的40%以上,并可模拟机翼在飞行时气动载荷的压心分布情况进行试验加卸载,提高了试验载荷模拟飞行载荷的真实程度。采用多点协调加载数据建立机翼的载荷方程,较以往单点数据,方程精度提高了4%以上,为提高实测载荷精度奠定了坚实的基础技术。

飞机载荷校准试验中液压加载系统关键环节分析

在某大型飞机载荷校准试验中,采用液压自动加载系统进行工况加载,分析了液压加载系统从安装、调试到正式试验的过程中的关键环节,并进行合理的处理,确保在正式试验过程中液压加载系统能安全稳定有效的加载,保证试验的安全性和稳定性。

空客A350xwB宽体飞机通过机翼极限载荷试验

2013年12月，空中客车公司对A350XWB宽体飞机的机翼成功进行了极限载荷试验，试验中机翼所承受的载荷比其日常运行中所承受的载荷高出1．5倍，机翼翼梢处的挠度超过5米。

大型飞机翼面载荷测量技术浅析

飞机使用中作用在飞机上的载荷是结构设计的主要依据,但在飞机设计阶段,主要是在理论计算和风洞试验结果的基础上,根据已有飞机的设计经验进行修正、确定结构设计载荷。修正过程的理论计算和风洞试验不可能完全真实地考虑到影响飞机载荷的所有因素,由它们得到的结果是否合理,最终必须根据真实飞行试验测得的载荷和飞行参数,外推到设计载荷并重新校核结构强度,并进行载荷设计方法的验证等。

载荷校准试验安全监控关键环节研究

根据飞行载荷测量地面校准试验的安全保障需求,构建了试验专用监控系统,研究了试验中安全监控关键环节,包括加载监控、约束监控、试验场所全面监控三部分,总结了危害试验安全的异常情况应急处置措施,列举了飞机机翼和起落架载荷校准试验安全监控应用实例,对后续相关试验的安全保障具有重要的指导意义。

飞机全机校准试验中胶管总成的泄漏问题分析

本文针对飞机全机校准试验中液压加载系统的胶管总成的泄漏问题,提出根据校准试验的特点分析解决加载时引起的泄漏问题的观点。在飞机飞行载荷测量行业起到提高试验过程中液压加载系统的安全性和可靠性,保证试验顺利进行的作用。如付诸现实将产生很大的(一般中小型飞机的校准试验费用在2000万元左右)经济效益。

基于整机的单点超大载荷静强度试验方案设计技术

根据民用飞机机翼顶起点局部结构严重工况静力试验技术需求,研制了一套用于机翼顶起结构静力试验的试验系统,解决了基于整机的单点超大载荷施加、全机试验配平等关键技术。采用单点接头施加,设计了单点超大载荷施加系统和全机配平系统,顺利完成了飞机机翼顶起点局部结构严重工况试验。试验结果表明,试验系统工作稳定可靠,顶起点结构在该工况下未发生有害塑性变形,其强度、刚度满足设计要求。试验结果可作为机翼顶起点结构强度、刚度性能的评定依据,同时为有限元模型修正提供数据支持。

飞机主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量方法

现代飞机舵面大多采用主动式余度作动系统。这种系统固有的力纷争现象,导致传统的基于原位载荷校准试验的飞机结构载荷测量方法,不再适用于现代飞机操纵舵面铰链力矩飞行测量。提出了一种基于离位载荷校准试验和原位载荷验证试验的飞机舵面铰链力矩测量方法,建立了相应的载荷测量模型,分析确定了铰链力矩测量精准度的影响因素,给出了可能引起的系统误差的验证和修正方法,形成了主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量流程。通过多型飞机舵面铰链力矩测量试飞,验证了该方法的可行性和有效性;提高了飞机舵面铰链力矩测量的精准度,为飞机舵面设计载荷验证与优化提供了可靠的实测载荷;得到了飞机舵面各作动机构的载荷分配,实现了飞机舵面作动系统力纷争的飞行监测,确保了飞行安全。

飞机飞行载荷校准试验约束补偿技术

为解决某飞机校准试验严重载荷工况时飞机约束装置载荷超出限制载荷的问题,对约束补偿方法进行研究;通过力学分析建立起飞机纵向及横航向平衡工程模型,并对约束补偿载荷与校准载荷的关系函数进行推导;针对某飞机结构特点,给出了一种试验时可实现全机动态平衡的约束补偿方案及其实施控制技术,有效修正了载荷校准试验中因加载动态误差、部件变形、设备安装间隙等问题造成的非线性误差。通过飞机载荷校准试验的实施,验证了约束补偿的科学性。结果表明:使用约束补偿技术可实现载荷校准试验时飞机的动态平衡,将起落架被动约束装置上的载荷波动比控制在5%以内,有效降低飞机校准试验风险。

有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量技术

针对传统的载荷校准约束方法影响有起落架布置的翼身整体结构机翼根剖面载荷测量的问题,提出了一种适用于该结构形式的机翼载荷实测方法。首先,分析地面载荷校准时主起落架载荷变化对机翼根部测载剖面应变电桥响应的影响,提出了一种主动约束方法来模拟空中飞机机翼真实受载状态。其次,采用主动约束和传统的起落架约束方法进行机翼载荷校准对比试验,通过对试验数据进行分析,分别建立了2种约束方法的飞行载荷方程,表面上2种方法的地面检验误差均在3%以内,满足一般的工程误差要求。最后,选取对称拉起机动试飞状态,对2种约束方法的机翼飞行载荷测量结果进行分析研究,验证了有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量方法的有效性,并给出了传统的起落架约束方法载荷测量误差大的原因。

C919大型客机完成机翼载荷校准试验

日前，C919／B-001A飞机机翼载荷地面校准试验在航空工业试飞中心顺利完成。 本次机翼试验是试飞中心首次对具有大上反角的机翼进行校准，与以往试验中作动筒垂直地面安装不同，该试验在非标研制中设计了带角度的垫板，使得作动筒与机翼同角度倾斜，最终有效消除了上反角的影响；

C919完成机翼载荷校准试验

日前，C919／B-001A飞机机翼载荷地面校准试验顺利完成。C919／B-001A飞机载荷地面校准试验是载荷监控试飞的关键环节也是C919飞机10101架机转场西安阎良后的首次大型地面试验。C919／B-001A飞机载荷校准试验部件主要包括飞机机翼和平尾等。

飞机载荷校准试验液压作动器调试台设计

以某型机翼载荷校准试验为背景,设计了一种用于飞机载荷校准试验的液压作动器协调加载调试台。通过空气弹簧变形实现机翼受载后的变形模拟,对作动器进行单点或多点协调加载的性能参数调试。调试完成后将作动器安装到真实机翼处进行校准试验,不仅提高了作动器的跟随性,优化控制参数,同时提高了试验的效率和安全性。该调试台不仅实际应用效果良好,并且能够扩展到其他领域液压作动器协调加载调试中,有很好的工程应用前景。

飞机全动式鸭翼载荷飞行测量技术

根据现代鸭式飞机结构特点及载荷飞行实测要求,提出了在鸭翼大轴外缘选择一个剖面进行测载应变计改装的方法,并采用不同侧应变计以特定方式组成惠斯通电桥,以达到某种应变电桥只对与其对应的载荷敏感,而对其他载荷响应较小的目的,从应变响应上对鸭翼的弯矩、扭矩和剪力载荷进行机械解耦。在载荷校准试验中,左右鸭翼同时对称向上施加校准载荷,利用飞机重量和后机身托架即可平衡加载载荷引起的飞机移动和转动,不需要对飞机进行复杂的约束和固定。通过对校准试验数据的分析,采用多元线性回归方法,建立了鸭翼载荷模型,并对载荷模型进行了验证。选取典型试飞状态,对各种机动情况下鸭翼实测飞行载荷进行了分析研究,给出了鸭翼主要的严重受载状态。

液压作动器协调加载调试台设计

以某型机翼载荷校准试验为背景,设计了一种用于飞机载荷校准试验的液压作动器协调加载调试台。通过空气弹簧模拟飞机机翼刚度,实现变刚度模拟,对作动器进行单点或多点协调加载的性能参数调试。调试后将作动器安装到真实机翼处进行校准试验,不仅提高了作动器的跟随性,优化了控制参数,同时提高了试验的效率和安全性。该调试台不仅实际应用效果良好,并且能够扩展到其他领域液压作动器协调加载调试中,有很好的工程应用前景。