前环滤波PID在全尺寸飞机结构疲劳试验加速中的应用

全尺寸飞机结构疲劳试验运行周期长,直接影响新机研制进程。针对疲劳试验运行速度慢的问题,从试验控制系统伺服输出信号优化的角度出发,通过设计前环滤波PID控制器,在仿真分析其滤波特性的基础上,首次把前环滤波技术引入飞机结构疲劳试验控制系统中。试验应用的结果表明,该方法有助于抑制试验加载过程中的信号干扰,削弱共振频率处的系统响应,扩大控制系统比例增益的调节范围,进而有效促进全机结构疲劳试验加速。

结构静力/疲劳试验控制模式转换技术研究

根据飞机结构静力/疲劳试验中起落架试验、试验支持、操纵系统试验、破坏试验的需求,对模式转换技术进行了研究,并利用FlexTest 200协调加载控制系统进行了模式转换验证试验。试验结果表明,模式转换技术可以应用于飞机结构静力/疲劳试验。

水陆两栖飞机全机静力试验随动支持技术研究及应用

大型水陆两栖飞机兼顾水陆两用,主起落架多为双轮高支柱结构,结构柔性大。在全机静力试验中,主起落架多为全机支持主要部位。双轮高支柱起落架因其受载变形大,对支持设计带来了较大困难。文章在以往试验起落架加载与支持技术的基础上,研发了起落架随动支持技术,并研制了相应装置,已成功应用于国产大型水陆两栖飞机AG600全机静力试验中。

智能巡更系统在飞机强度疲劳试验中研究及应用

在全尺寸飞机结构强度疲劳试验中,对飞机结构变化的巡查工作尤为重要。如何快速有效地巡查飞机结构变化,为试验人员定位并检查飞机结构重点巡查部位提供信息,减少巡查时间,从而提出智能巡更系统来解决此问题,其目的是帮助管理人员利用本系统来完成对巡更人员和巡更工作记录进行有效的监督和管理,并且可以提高试验人员的巡查效率,同时该项系统还可以对一定时期的巡查路线的巡更工作情况做详细记录。

微分前馈PID控制器在全尺寸飞机疲劳试验中的应用

全尺寸飞机疲劳试验中,机翼加载部位常因为瞬时流量不足或加载点间耦合等因素,出现反馈滞后指令过多而导致加载精度及运行速度降低的情况,传统PID控制器此时已无法满足试验需求。通过对全尺寸飞机疲劳试验飞行谱编制形式以及微分前馈PID控制器的工作原理进行分析,并通过搭建验证试验,验证微分前馈PID控制器在疲劳试验中的应用。结果表明,微分前馈参数能够降低加载及采集过程中的误差,提高试验加载精度及运行速度,但当参数过大时,会对采集过程前及采集过程中加载精度产生严重影响。

全尺寸飞机疲劳试验中负压放气过程建模与仿真

通过分析全尺寸飞机疲劳试验中充放气加载试验台的工作原理,详细分析影响疲劳试验气密舱放气速度的各种因素,在放气过程中首次引入负压储气罐与真空泵的组合,建立理想情况下气密舱放气过程数学模型,并通过模型仿真对负压放气过程进行验证。仿真结果表明:在放气过程中引入负压环节后,典型气密舱放气时间能够有效控制在2 s以内,有利于提高疲劳试验时空中机动工况充放气速度,为优化战斗类飞机疲劳试验运行速度提供重要技术储备。

全尺寸飞机结构试验约束点载荷误差分析及优化

在全尺寸飞机结构试验中,由于加载误差、安装误差、计算误差、扣重误差及飞机的变形等因素影响,约束点载荷反馈总是存在误差。在工程实施中,这种误差不可避免。本文分析了引起约束点载荷误差的原因,提出了解决措施,并在试验中得到验证。

基于迭代学习的全尺寸飞机增压试验控制器建模与仿真

以全尺寸飞机增压试验充放气控制过程为研究对象,引入基于迭代学习的非线性压力控制器,利用AMESim仿真软件建立增压试验控制器模型,并通过典型的气密舱充放气动作对控制器进行仿真验证。结果表明,与常规PID控制器相比,基于迭代学习的增压试验控制器在压力收敛速度、稳态精度等方面具有明显优势,充气过程中超调量较小,有利于保护试验件安全及降低试验风险,能够为结构强度试验工程应用提供技术储备。

飞机结构静强度试验实时预警方法研究

为满足飞机结构静强度试验对试验数据实时监控的需求,本文结合实际工程经验,充分考虑数据采集系统的误差波动、控制系统的控制精度等因素,提出了一套基于滑动窗口、综合偏离值和线性相关系数的异常试验数据判断方法,实现了静力试验异常数据的实时判断,及时提醒试验人员进行风险评估,避免试验件的非预期破坏,有效地降低了试验风险。

大型飞机主起落架静力试验加载控制技术研究

针对大型水陆两栖飞机主起落架静力试验中飞机起落架部位加载空间小且加载精度受飞机变形影响大的问题,对主起落架协调加载及精准控制的方案进行研究,首次提出一种基于计算通道的协调加载控制技术。测试验证及起落架试验应用表明,该技术方案合理、可行,试验加载过程平稳、准确,应变响应线性良好,满足结构强度试验加载要求。该技术在同类型试验中具有一定的推广价值。

基于试验和仿真的缝翼齿轮副静强度分析和疲劳寿命

针对缝翼齿轮副强度的计算及疲劳寿命的预测问题,综合考虑接触定义、网格划分、摩擦系数、约束条件和加载方式等因素建立齿轮副的有限元模型,并进行齿轮副结构静强度的试验研究。通过对比仿真结果和试验数据,证明所建立有限元模型的正确性、有效性及适用性,同时对齿轮副结构实施强度校核,结合S-N曲线对其进行疲劳寿命预测。方法具有一定的工程应用价值;并在多类结构强度试验中得到应用。

飞机强度试验结构单点大载荷加载技术研究及应用

某型飞机弹射试验中单点集中载荷较大,受试验场地条件和试验设备能力等因素限制,现有加载方式难以满足试验集中大载荷加载要求。因此,综合考虑试验载荷大小、方向、加载位置、地轨承载能力、加载装置强度、质量、减载载荷等因素,通过多参数目标优化,得到满足试验需求的单点大载荷加载装置的最佳设计尺寸。研发的加载装置通过航向载荷主动卸载及垂向载荷卸载接口将大载荷优化分配,确保承载系统安全,实现集中大载荷的精准施加。所设计的单点集中大载荷加载系统已成功应用于某型飞机弹射载荷静力试验,试验加载中加载装置保持平稳,未发现破坏及目视可见变形,且试验测量数据与目标值相吻合,试验加载稳定性、重复性良好。

水陆两栖飞机静强度试验悬空支持技术研究及应用

全机试验支持技术是全机静力试验实施的前提条件。大型灭火/水上救援水陆两栖飞机(简称AG600)静强度试验载荷情况多样、载荷分布复杂,以及其高支柱起落架等独特结构,对全机试验支持技术提出新的要求。本文结合AG600飞机规划的试验项目和考核部位,提出4种支持方式,来解决AG600飞机全机静力试验过程中试验飞机支持问题。

飞机结构强度充压试验风险分析及相关技术研究

飞机结构强度充压试验是高风险的试验项目,其试验风险来源广泛,包括试验性质、控制及设计、试验件气密要求等多个方面。在充压试验设计及实施中,本文通过降低充压气体能量、采用三阀联动保护技术及精细气密处理等多种技术手段,显著降低了试验风险,有效地保证了试验的顺利进行。

水陆两栖飞机浮筒及其连接结构非对称筒首着水工况试验技术研究及应用

为了真实地模拟浮筒所受的水载荷,同时满足验证浮筒及其连接结构对CCAR-25-R4部25.305及25.307条款要求的符合性,达到考核浮筒结构及其连接撑杆,撑杆与浮筒、机翼连接区的目的,提出了浮筒及其连接结构非对称筒首着水工况试验技术方法,经大型灭火/水上救援水陆两栖飞机浮筒及其连接结构非对称筒首着水工况试验验证,表明该方法是可行和有效的。本项目的研究成果,已应用于该型号试验中,取得良好效果,同时也为后续试验提供技术支撑。

某飞机襟缝翼疲劳试验系统随动加载技术研究

针对某飞机襟缝翼在运动过程中的受力情况难以模拟的问题,采用"分离式"设计理念,设计了一种由活动框架及运动机构组成的随动加载装置。给出了随动加载装置的两种设计方案,并对两种方案进行了对比分析。设计了活动翼面驱动系统,对控制系统与活动翼面驱动系统的数字I/O直接交流技术开展了深入研究。通过某飞机襟缝翼疲劳试验平台对本文的设计方案进行了验证,证明本文提出的方案合理有效,并在某飞机襟缝翼及其悬挂系统疲劳试验中成功应用,提升了飞机结构疲劳试验技术水平。

模块化设计方法在飞机结构强度试验中的应用

传统的飞机结构强度试验采用串式工作模式,试验各工况间工作独立,完成一种工况后全部拆卸试验设备,再进行下一种工况试验。该模式存在重复劳动多、试验换装量大和试验效率低等问题。为此,提出了一种模块化设计方法,即试验加载点的若干设计要素模块化,形成标准接口,实现不同工况试验中试验设备一次安装到位、多次使用。最后,在某全机静力工程试验中得到应用,取得了良好的效果,表明该方法具有可行性、实用性和有效性。

疲劳试验中测控设备力反馈信号采集同步性研究

本文通过对疲劳试验中应变测量设备,采集控制设备中力反馈数据的基本原理及实现方式进行分析,详细阐明影响控制设备采集到的力反馈数据与应变测量设备采集到的控制设备中力反馈数据间同步性的因素,设计虚拟试验对同步性进行验证。结果表明,应变测量设备能够从控制设备中采集力反馈数据,并且采集到的力反馈数据滞后于控制设备采集到的力反馈数据,在给定试验条件下,滞后不大于135ms,满足试验要求。

基于遗传算法的飞机静强度试验载荷处理算法研究与应用

将遗传算法引入飞机静强度试验载荷处理,建立了具有通用性的载荷处理模型,明确了算法参数的具体形式,并结合实例证明了遗传算法应用于载荷处理的可行性和有效性。

小吨位非对称缸系统静摩擦力研究

在大型飞机结构强度试验中,小吨位作动缸静摩擦力易导致活塞换向时输出力和两腔压力产生阶跃和振荡现象。针对此问题,本文以小吨位作动缸为研究对象,建立作动缸静摩擦力、输出力和压力的数学模型,计算并分析活塞换向时输出力和压力受摩擦力的影响。应用AMESim仿真软件对小吨位作动缸系统受静摩擦力的影响进行仿真,得到作动缸输出力和压力在摩擦力下的动态曲线,并给出消除该影响的办法。此研究为小吨位作动缸的设计提供了理论参考。