全尺寸飞行器地面振动试验数字化协同探索与实践

全尺寸飞行器地面振动试验具有协调界面多、试验系统复杂、实施周期长、试验风险高等特点,面向先进飞行器高效协同研制需求,必须引入数字化手段提升物理试验能力。通过梳理传统模式飞行器地面振动试验流程,剖析数字化协同试验要素,从试验方案与实施流程的数字化、试验对象的数字化、试验系统的数字化等方面出发,探索并初步构建全尺寸飞行器地面振动试验的数字化方案。指出当前数字化协同模式对降低试验风险、提高试验效率具有显著助益,未来需要进一步推进数实融合仿真、应用平台开发,以推动数字化成熟落地。

全机疲劳试验几个问题的探讨

全机疲劳试验是规范要求的保障飞机结构完整性以及满足适航要求的大型、复杂以及持续时间长的地面验证试验。全机疲劳试验的几个重要问题,例如试验目的、载荷谱、持续时间和分散系数等,是飞机设计师/工程师非常关注和充分讨论的问题,其中的分散系数也是研究者研究较多的问题之一。针对近年来完成的多个飞机型号的全机疲劳试验,本文介绍了对上述几个问题的研究和认识,对比了国内外5种型号战斗机的疲劳设计与全机疲劳试验情况,提出了关于全机疲劳试验的工程实用的一些建议。本文的研究可以为其他飞机全机疲劳试验提供有益的参考。

弹性全模突风动载荷风洞试验技术研究

目前,欧美等世界主要航空大国已经具备较为成熟的突风风洞试验技术,但中国突风风洞试验技术相对落后,特别是缺少大型风洞全机级突风试验装置和相关技术。本文研制了突风发生器、五自由度支撑系统和全机弹性模型,并进行了全机模型突风动载荷风洞试验验证。试验结果表明:突风流场稳定,叶片两端与风洞中心位置突风速度偏差小于25%;全机支撑系统支持刚度小而稳定性好,能够满足突风动载荷试验模型悬挂要求;采用非均匀突风场仿真计算结果与风洞试验实测结果接近,翼根弯矩误差小于15%,翼尖过载绝对值误差小于0.2g。

基于改进ABC-RBF的飞机全电刹车系统智能故障诊断

由于现有的故障诊断方法存在诊断平均误差值较高、耗时较长的问题,为此设计了基于改进ABC-RBF神经网络的飞机全电刹车系统故障自动诊断方法;设计采用“USB接口+ARM+FPGA”的硬件架构方式和由上位机、信号衰减电路等构成的故障信号采集器,实施飞机全电刹车系统故障信号采集;设计基于互信息与变分模态分解(VMD)的信号降噪算法对采集到的信号实施降噪处理;采用改进后的ABC算法对RBF神经网络参数进行寻优,确保寻优参数的有效性;并引入模糊集合的概念来提高网络的性能,利用梯度下降法进行网络训练更新,降低诊断结果误差;由此将降噪信号输入,利用优化训练后的RBF神经网络实现飞机全电刹车系统的故障自动诊断;结果表明,该方法的偏离因子值最低达到0.08×10^(-3),3种故障的平均诊断迭代时间均较短,其中主起落架“走步”故障的平均诊断迭代时间最短。

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。

基于多源数据融合的整机试验监控技术

飞机整机强度试验涉及系统繁多,为保证试验顺利完成需要采集并监控多个独立系统的数据如力载荷、气压载荷、应变、位移、视频监控、声发射、光栅光纤及压电等。传统的试验监测数据大多单独采集、分析,数据的相关性较弱,监控信息展示不全面且无法与试验业务数据关联。为高质量、低成本、全状态和准实时实现试验监控目标,提出一种基于多源数据实时融合的试验监控技术,建立以数据为导向的多源数据融合和监控模型,研制一套试验全状态监控系统,通过多源异构数据时域同步及结构化存储,实现试验业务多源数据统一实时显示。最后以某一飞机疲劳试验为平台进行系统测试,结果表明系统可实现试验监控视频、试验控制解析文件和应变、位移动态数据等多源数据的融合展示,初步具备试验全状态信息实时监控功能,可大幅提高全尺寸飞机疲劳试验运行信息展示能力,对于同类型问题具有极强参考意义。

民用飞机全机静力试验前机身工况配平载荷设计

民用飞机全机静力试验中加载方案复杂,为了简化试验加载数量,传统的配平方案主要保证考核区的加载准确性,而将非考核区的载荷简化到若干加载点上。通过试验数据发现传统的配平方法对飞机机身这种薄壁结构,非考核区的配平对考核区影响较大,即使非考核区距离考核区很远;以某飞机前机身严重工况为例,基于飞机全机有限元模型,研究静力试验的载荷配平方案;通过对比分析态载荷与传统试验态配平载荷方案下的内力解,对传统全机静力试验载荷配平方案进行优化。结果表明:优化后的试验态内力解与分析态内力解基本吻合;对于飞机机身薄壁结构,圣维南原理并不适用,全机静力试验的载荷配平要与真实工况受力情况吻合,才能达到试验验证目的。

飞机荷载模拟加载车设计与应用

为真实模拟飞机荷载对机场道面的作用,该文在总结已有相关设施设备特点的基础上,设计了飞机荷载模拟加载车,并结合真实飞机加载的现场试验道面结构层土压力数据对加载车仿真效果进行分析。结果表明:加载车载重系统最大可达50t,可模拟现役主起落架为单轮、双轮及四轮构型的飞机加载效果。装载单个机轮时,加载车对主起落架为单轮构型的飞机仿真效果好,但由于多轮对道面的叠加作用效应,对主起落架为六轮构型的飞机只在加载点正下方仿真效果较好。为真实模拟主起落架六轮及以上构型的飞机加载效果,仍需设计尺寸及加载能力更大的加载车。

ARJ 21飞机起飞速度全局优化方法及效果

为了充分挖掘ARJ 21飞机的性能潜力,提高国产民机竞争力,分析了ARJ 21飞机在V_(1)/V_(R)、V_(2)/V_(S)各自可选范围内对最大起飞重量的参数敏感性影响,其中V1为起飞决断速度、V2为安全起飞速度、VR为抬轮速度、VS为参考失速速度,讨论了典型运行条件下V_(1)/V_(R)、V_(2)/V_(S)在最优取值区间内对最大起飞重量的提升效果,论证了使用黄金分割法和遗传算法实施速度全局优化的可行性和有效性,并比较了两种方法的寻优误差和寻优效率。研究发现,在受场长限制或受爬升限制的情况下,通过优化可获得1.0%~5.5%的限重提升效果,同时,当遗传进化代数为5、10、20时,构建常规起飞分析表所需时长为102、187、357 min,优于黄金分割法所需时长。结果表明,实施速度全局优化能够有效提升ARJ 21飞机起飞商载能力,合理选择寻优算法可以大幅提升寻优效率。

全机结构强度试验多路故障监测系统设计及应用

在全尺寸飞机结构强度试验中,实时监控飞机姿态及加载系统运行状态尤为重要。针对现有的多路故障检测装置电路复杂、功能单一及通用性差等缺陷,本文提出了一种试验安全信号分类监测及保护技术,并设计了一套基于PLC的全机结构强度试验分级多路故障监测系统,可实现对试验运行过程中的多路安全信号的实时监测、逻辑运算以及分级响应。该智能监测系统已成功应用在全机结构强度试验中,对保护试验件及提升试验效率具有重要意义。

倾转旋翼机过渡段动态最优控制技术研究

针对倾转旋翼机的最优过渡问题,采用动态最优控制来减小过渡时间、姿态角变化以及缓解驾驶员工作负荷。在飞行动力学模型的基础上引入操纵方程,通过引入操纵量方程来缓解操纵量的跳变;随后将飞行器的最优动态倾转过渡过程转变成非线性动态最优控制问题,引入合理的性能指标,基于序列二次规划算法进行求解;最终以XV-15为例,分析系统各个通道抗风扰能力以及进行全航线飞行仿真。实验结果表明,所设计的过渡段最优控制在倾转旋翼机的各个通道抗风扰性能突出,系统鲁棒性较好,具有较好的实际应用价值。

某通航飞机全机静力试验随动约束装置设计

全机静力试验中,试验机悬空支持,通常采用六自由度静定约束,支持部位通常选择试验机上如起落架、发动机等刚度较大的非考核部位。考虑约束部位在试验过程中的变形,导致试验机姿态发生变化后试验加载误差增大,约束部位产生附加载荷或刚度。针对某通航小型飞机,提出了一种针对小型飞机全机静力试验的支持和约束方案,设计了起落架随动约束装置,并通过试验验证了该随动约束装置设计的合理性和可靠性,为类似小型飞机结构强度试验支持和约束装置设计提供了一种新的方法。

飞机起落架锻件磁粉检测方法优化

飞机起落架作为重要安全功能部件,是飞机的主要承力构件,质量保障对于飞机整体性能和使用安全具有重要影响。磁粉检测常用于起落架锻件缺陷检测的无损检测技术之一。由于飞机起落架锻件体积较大、形状复杂、检测灵敏度高等特点,导致磁粉检测的难度较大,在实际生产过程中对检测技术、检测设备、磁化规范、磁化方法、磁场强度、磁悬液浓度等工艺参数的对比优化,实现起落架锻件全表面的磁粉检测及最佳的缺陷磁痕显示亮度和对比度。

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。

飞机振动特性激光测量与分析

飞机振动特性测量与分析,对于飞机识别和探测系统的设计与评估是至关重要的;在简要介绍了振动特性测量理论之后,针对外场环境条件,设计了飞机振动特性激光测量装置和测量方法,并经过实验室验证;在全尺寸飞机试验与测量过程中,获得了有效的原始测量数据,计算出飞机振动特征量:平均中心频率和二阶中心矩;同时指出了在飞机振动测量中应注意的问题;试验表明,飞机振动特性测量与分析方法正确、有效。

飞机结构强度试验中的声发射应用进展

声发射技术作为一种无损检测技术,在飞机结构强度试验中得到了广泛的关注和研究。本文介绍了声发射技术的基本原理,总结了声发射技术在飞机结构损伤检测研究中取得的成果及应用情况,最后展望了声发射技术在全尺寸飞机结构强度试验领域的发展方向。

基于Patran的全机柔性模型研究及模态分析

以某型无人机研制为背景,采用MSC.Patran建立了全机柔性有限元模型Ⅰ。在模型Ⅰ的基础上,简化次要受力部件,建立了全机柔性有限元模型Ⅱ。运用模态分析方法,利用MSC.Nastran对两个全机柔性模型进行仿真模态分析,得到全机各阶固有频率和振型。通过比较两个模型的模态分析结果,得到了关于全机材料及结构方面的有益结论。提出的全机有限元简化模型及模态分析方法,为无人机全机结构动态特性试验和设计提供了参考。

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。

基于多自由度飞机模型的机场道面平整度评价方法

从三自由度飞机模型出发,提出了新的机场道面平整度评价理论,以不同平整度等级的3条测线的道面高程作为输入,在Matlab/Simulink环境中对飞机的三自由度振动方程进行求解,得到飞机机身的3个振动响应量:纵向俯仰角φ、横向滚转角θ及质心处竖向位移。在此基础上计算出道面整机平整度指数(Full aircraft roughness index,FARI)沿跑道纵向的分布曲线;同时计算出相同道面的国际平整度指数(International roughness index,IRI)。分别将FARI,IRI与在相应道面上滑行的飞机加权加速度均方根值进行了相关性分析,相关系数分别为0.980 6和0.886 9。结果表明整机平整度指数FARI更能够客观反应飞机所有机轮覆盖范围内道面起伏情况对飞机滑行过程中颠簸量的影响效果,更适合于机场道面平整度的评价。

飞机激光雷达散射截面测量与分析

飞机激光雷达散射截面的测量,对于研究飞机激光散射特性以及评估探测系统至关重要.本文介绍了飞机激光雷达散射截面测量理论,设计了飞机激光雷达散射截面测量装置和测量方法,并通过实验验证了该装置与测量方法.在全尺寸真实飞机试验与测量过程中,通过对原始数据高斯补偿与背景修正,获得了误差小于7%的飞机激光雷达散射截面数据.实验结果表明,本文提出的飞机激光雷达散射截面测量与分析方法是正确的和有效的.