某飞机挂架试验方法及技术研究

根据飞机挂架静力试验技术需求,设计研制了一套用于挂架静力试验的试验系统,解决了挂架试验中试验件支持、试验载荷加载等关键技术。通过多点加载顺利实现了挂架力矩载荷的施加,顺利完成了限制载荷试验、极限载荷试验及承载能力试验。试验结果表明,试验系统工作稳定可靠,满足试验要求;挂架结构在极限载荷工况未发生破坏,其刚度、强度满足设计要求,且有较大安全裕度。试验结果可作为后续挂架设计改进的依据,同时可根据试验结果对挂架有限元模型进行优化修正。     

我国飞机结构寿命可靠性评定理论与试验方法及创新

我国飞机结构寿命可靠性科学研究历时40余年,在高镇同院士指导下建立了一系列飞机经济寿命可靠性理论,创建了飞机中值载荷谱编制原理,发明了不同构型飞机全机悬空多点协调加载标定方法和试验技术,创立了我国独有的飞机空间分布载荷测试技术。先后完成数十种型号飞机载荷谱研制任务,解决了我国采用一架飞机进行载荷谱飞行实测和用于机群定寿、延寿重大技术,研究成果成功用于数千架飞机定寿、延寿和结构可靠性设计,为大幅提高我国现役飞机使用寿命和保障飞行安全作出了重要贡献。     

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。     

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。     

飞机起落架载荷校准六分量应变天平

地面校准试验是采用应变法测量飞机起落架使用载荷的关键。以往的起落架载荷校准试验是将起落架从飞机上拆下来,固定在专门研制的夹具上实施。受飞机模型在风洞吹风中采用的六分量应变天平启示,我们研制了专门用于起落架载荷校准试验的六分量应变天平,实现了飞机起落架与机体真实连接状态下载荷校准,模拟了起落架真实使用状态下的受载情况,提高了试验精度,缩短了试验周期,节省了试验成本。     

不同锰含量铝锰合金干摩擦磨损性能的研究

通过M-2000型磨损试验机和LED-1430VP型扫描电子显微镜对铝锰合金干滑动摩擦磨损试验进行了研究,讨论了铝锰合金干滑动擘擦磨损特性与含锰量、硬度、加载载荷的关系,并分析了磨损表面形貌及磨损机制。研究表明：铝锰合金的干滑动摩擦磨损特性与含锰量、铸态硬度、加载载荷密切相关。随着含锰量的增加,铸态硬度升高,铝锰合金耐磨性增强。磨损量减少;随着加载载荷的增加,含锰量在共晶点以下的试样磨损量明显高于含锰量在共晶点以上的试样。     

民用飞机全机静力试验机身加载方案研究

正本技术对比分析了民用飞机全机静力试验中三种机身加载方案,通过有限元计算,考察机身单元的内力,从机身内力分布的角度为全机静力试验加载方案设计提供支持。结果表明,采用客舱与货舱地板双层加载的方案能够真实模拟机身载荷的传力路径,对结构验证更为真实,更适合作为全机结构静力试验的机身加载方案。     

长桁蒙皮截面积比对复合材料壁板压缩屈曲的影响

本文研究了不同的长桁-蒙皮截面积比例对复合材料承压板屈曲载荷的影响。选用典型飞机加筋壁板铺层比例,结合常用的复合材料的设计限制完成了蒙皮和长桁铺层设计。并利用ABAQUS有限元软件建立模型进行线性屈曲计算,结果表明加筋板的屈曲载荷出现两处极大值点,分别为长桁/蒙皮"等屈曲点"和"等截面积"点。计算结果与试验一致,结论可供飞机复合材料承压加筋板类的结构设计参考。     

液压加载系统设计

航空发动机在地面整机试车台试验时,需要模拟发动机在飞机上的各种试验状态。其中,液压加载是发动机为飞机提供动力的一种方式。因此,液压加载系统的设计优劣,直接决定着飞机的性能好坏。传统的液压加载系统是用节流嘴或节流孔板来对系统的流量来做有级调节,因此无法兼容多种型号发动机的加载试验要求。为解决个问题,新设计了一套利用电液比例阀来对流量进行控制的新型液压加载系统,可以实现流量的无级可调,可兼容多种型号液压加载泵的试验要求,并在此基础上对系统的零部件做了部分计算和仿真,实际应用中较传统的加载系统性能大大提高。     

基于单桩竖向静载荷试验的地质参数反演分析

桩基静载试验是岩土工程中目前确定单桩承载力特征值的最可靠的方法之一,本文基于单桩竖向静载荷试验的实测数据,基于有限差分方法,利用FLAC3D建立单桩竖向静载荷试验的数值模型,通过分级加载计算直至满足终止加载条件,在每一个计算步后分别对比数值计算数据与试验实测数据,并不断修正土体的关键地质参数从而使数值计算曲线与试验实测曲线在规定的误差精度范围之内,即可得到相应土层的关键地质参数。实际算例表明,本文所提处的地质参数反演方法是正确的、有效的,对工程勘察和设计中岩土体地质参数的取值具有积极的价值和意义。     

一种基于变形响应的飞行载荷地面标定方法

<正>当前，飞机飞行载荷标定主要采用应变法，即首先在飞机结构部件如机翼、机身、垂尾、起落架上粘贴应变传感器，根据弯矩、剪力、扭矩等不同载荷类型测量需要组成相应应变电桥，随后进行地面载荷标定试验，建立结构载荷与应变之间的关系，即载荷-应变模型。然而，考虑到应变法存在不少问题，如应变计受物理损坏、温度、疲劳、黏结剂老化、电磁干扰等，而且传统应变计在测量大面积范围应变时，测点多，改装工作量大等。因此，探索一种基于新的物理参量来表征载荷显然是有必要的。     

海鸥300全机静力总体装夹及约束技术

总体装夹及约束方案是全机静力试验设计中一个关键的环节,本文阐述了海鸥300飞机的总体装夹及约束方案与传统全机静力试验方案的不同之处,并通过对海鸥300飞机自身特点的分析,来说明海鸥300飞机全机静力试验总体装夹及约束方案的实现过程。该方案可为后续型号全机静力试验提供参考。     

无轴承旋翼主桨中央件疲劳试验技术

本文介绍了一种新型无轴承旋翼主桨中央件疲劳试验方法,重点介绍了中央件疲劳试验加载方案和载荷测量方法,试验结果表明加载方案及测量方法有效,试验方法可行。     

一种民机低载截除限试验载荷谱编制方法

在一个新型号飞机的全机疲劳试验开试之前,通常会进行低载截除限试验来确定低载截除应力幅值,并按此截除水平编制全机疲劳试验载荷谱。本文给出了一种低载截除限试验载荷谱编制方法,使用该方法编制的低载截除限试验载荷谱更接近全机疲劳试验载荷谱。并与某型号飞机低载截除限试验载荷谱比较,两种方法编制的低载截除限试验载荷谱每次飞行谱中平均循环数基本相同,试验周期基本相同,且更容易获得局方批准。并使用该方法编制了某型飞机低载截除限试验载荷谱。     

某型公务机襟翼控制系统设计载荷分析

某型公务机采用偏转左右机翼后缘的两片襟翼来增加飞机的升力、减小飞机的最小失速速度、增加飞机降落时的阻力。襟翼控制系统的作用是用于驱动襟翼的偏转并克服襟翼上的气动载荷。襟翼控制系统的设计载荷是系统的重要输入之一,它直接决定了系统的输出功率及系统零部件的强度刚度,设计载荷的根本来源是襟翼翼面上的气动载荷,气动载荷需要考虑在不同的襟翼构型下的载荷工况,此外设计载荷还需要综合考虑襟翼控制系统故障及襟翼卡阻情况。通过从CCAR23部适航规章中针对襟翼载荷的条款入手,确定襟翼力矩限制器的限制力矩,再结合襟翼控制系统故障状态时的载荷最终计算出作动器的极限载荷;这种设计载荷分析方法逻辑严密并对CCAR23部飞机采用相似架构的襟翼控制系统具有普适性,对操纵面控制系统的载荷设计具有指导意义。     

典型钣金类零件逆向建模质量分析

根据飞机钣金件自身特点,本技术提出了通过逆向建模方法对航空钣金件进行质量检测的工作流程。以某飞机钣金件为例,用关节臂测量系统进行点云采集,使用逆向软件Geomagic进行数据处理,再反求实体模型,并给出重建模型的误差及分析结果。实验证明钣金件逆向建模误差较小,采用逆向工程方法反求飞机钣金件的检测方式满足实际要求。     

某型飞机攻角试飞校准及误差微调方法

本文阐述了攻角传感器测量误差的成因和攻角试飞校准的必要性;分析了批产飞机通过验证机攻角修正公式进行校准存在误差的原因,通过理论分析及飞行试验,提出了针对批产飞机进行攻角误差微调的方法。     

某型飞机升降舵操纵系统刚度分析

针对某型飞机升降舵操纵系统采用硬式机械传动的设计特点,通过分析计算,从系统传动比分配、载荷计算及零部件的选材等方面说明该系统在限制载荷作用下的变形量,以此证明系统的刚度能够满足飞机性能要求。同时为后期的试验提供数据支持。     

旋翼航空器结构验证条款研究

<正>飞机结构强度是指在规定的力学环境下飞机结构不会发生破坏和保持安全工作的能力。在飞机设计过程中,为了提高飞机的整体机构强度,设计人员需要针对不同的载荷环境以及不同的结构动态响应分类解决结构强度问题。对于旋翼航空器,其结构对计及其使用环境的每一临界受载情况均需满足结构强度和变形要求。因此,在载荷分析之后,需要进行结构验证。出于对旋翼航空器安全性的考虑,民用旋翼航空器标准中的结构验证条款也规定了验证强度必做的试验项目。     

薄蜂窝复合材料夹芯结构平压试验研究

<正>point本文通过对于薄蜂窝复合材料夹芯结构的平压全过程试验研究,得到了夹芯结构破坏过程图以及载荷-位移曲线,进一步通过分析得到不同载荷下夹芯结构的状态。复合材料夹芯结构自产生以来,因其优良的性能受到航空航天行业内的认可,已成为一种十分重要的结构材料。夹芯结构由于其特点,在飞机结构高度大的位置(例如蒙皮壁板)取代加筋结构应用能较大程度的减轻重量,在飞机结构高度小的位置采用夹芯结构亦可起到明显的减重作用。