基于遗传算法的突风载荷极值对数正态分布准则的实现方法

TWIST编谱方法是民机全尺寸疲劳试验载荷谱编制广泛采用的一种方法,其中的突风增量载荷极值呈对数正态分布准则是该方法的核心。本文给出了一种基于遗传算法实现该准则的方法,可大大提高编谱效率和精度。     

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。     

机械零件疲劳载荷谱的方法研究

在疲劳寿命估计的评估与机械设计方面,最为重要的基础就是机械零件疲劳载荷谱的系统编制,同时也成为了较为重要的凭证。本文针对疲劳载荷开展细致的统计处理条件下,通过零均值转化的公式以及双参数的雨流计数法实行了妥善的处理方式,解决了非零均值所存在的不利影响,将幅值和均值的影响得出,从而将机械零件疲劳载荷谱的方法得出,希望得到一定的借鉴。     

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。     

浅谈某自卸车道路载荷谱采集与处理

道路载荷谱的采集与处理对于汽车整车可靠性的研究至关重要。文章以某“8×4”式重型自卸车作为试验用车,在某车企试验场强化路面工况下对试验车进行道路载荷谱的整车采集试验,主要介绍了道路载荷谱采集前的准备工作和采集及后续数据处理过程。为后续企业及研究单位载荷谱的采集及分析处理提供一定的参考。     

叠层厚度对低传载连接件疲劳性能的影响

<正>point民用飞机外翼盒段下壁板蒙皮与长桁的连接是典型的低传载区,本文设计了四种不同叠层厚度的试验件,进行了疲劳性能试验。根据其DFR值,对比得到叠层厚度对其疲劳性能的影响。民用飞机外翼盒段下壁板蒙皮与长桁的连接是典型的低传载区,即蒙皮与长桁间的载荷传递低于轴向施加载荷的10%。采用典型的低传载试验件对蒙皮与长桁的连接进行试     

基于载荷方程的全机静力试验加载监测

<正>全尺寸飞机静力试验主要采用六自由度静定支持约束方式,并采用监测约束点载荷的反馈误差作为衡量全机试验加载质量的综合指标。在理想的静定约束条件下,约束点载荷求解过程简单,解具有唯一性,是一种较为简单的工程方法。然而,约束点载荷反馈受加载误差、安装误差及飞机的变形等因素影响,反馈误差会出现偏大甚至异常情况,有时排查困难且耗时长。     

某型空气弹簧气密性及侧向刚度试验研究

在全机地面模态试验时,空气弹簧主要用来保证飞机处于"自由-自由"状态。以往对这种设备只测试其垂直刚度,然而在全机地面模态试验中逐渐发现,空气弹簧的侧向刚度也非常重要。侧向刚度不但关系到飞机整个试验过程中的安全,对于全机的侧向模态也有一定影响。本文对某型空气弹簧的侧向刚度进行了侧向研究,给出了试验方法,并获得了空气弹簧在不同力下的侧向刚度系数。     

基于nCode DesignLife的转向架构架疲劳分析

针对某高速动车组转向架构架工作过程中出现的开裂现象,在Workbench和nCode DesignLife软件中对构架进行有限元分析和疲劳可靠性分析,通过软件将疲劳载荷工况组合成一次载荷循环的方式,得到疲劳载荷谱。并据此得出该构架的疲劳寿命和疲劳损伤云图,验证了构架的可靠性。     

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。     

飞翼与常规布局客机纵向机动载荷对比分析

相对于传统布局的飞机,飞翼布局能够在相同的容积下减少浸润面积,优化展向载荷分布,从而提高飞机性能,有可能成为下一代大型商用运输机的选择。本文给出了无尾式飞翼布局纵向机动载荷的计算方法,并对基于同一设计需求发展的传统布局和飞翼布局两种飞机的展向载荷分布进行了对比,结果表明在相同条件下,飞翼布局飞机的结构载荷显著低于传统布局的飞机,优势非常明显。     

DFR方法中的参数讨论

正引言确定结构和机械疲劳寿命的方法主要有两类:试验法和分析法。确定疲劳寿命的分析法是依据材料的疲劳性能,对照结构所受到的载荷历程,按分析模型来确定结构的疲劳寿命。疲劳寿命分析方法一般包含有三部分的内容:1)材料疲劳行为的描述;2)循环载荷下结构的响应;3)疲劳累积损伤法则。如图1。在民用飞机结构疲劳分析中,一般采用应力疲劳分析方法。应力疲劳分析方法包含了材料疲劳性能、载荷谱、疲劳累积损伤三个要素。DFR——Detail Fatigue Rating疲劳分析方法,即细节疲劳额定强度分析方法,是在民用飞机结构疲劳分析方法中的一种常见分析方法。本文将对DFR疲劳分析方法的过程进行分析,并对其中的几个参数进行讨论。     

轻型公务机全机地面共振试验方案研究

全机地面共振试验是飞机研制过程中一项重要的动力学试验。根据国内5座单发涡桨轻型公务机的研制需要。制订了公务机全机地面共振试验的方案,并对悬挂系统方案进行了论证,对橡皮绳组刚度进行了计算。预试验结果表明,支持系统满足试验要求;测试过程中,悬挂系统状态稳定,测试效果良好,且未发现悬挂系统对机体造成不利影响,试验方案满足轻型公务机全机地面共振试验的要求。     

某型号飞机货载不同加载方式下在SD313框处的应力对比

在民用飞机设计中,疲劳强度分析和全尺寸疲劳试验是表明符合适航条款要求的重要手段。本文通过算例给出了某型号飞机在不同货载加载方式下,框缘的疲劳应力对比结果,得出两种加载方式对分析部位的疲劳应力影响不大,为全尺寸疲劳验证试验货载加载方案和疲劳强度分析评估提供依据。     

基于载荷波动最小的截割头结构参数模糊优化设计

根据单个截齿受力模型和计算公式,确立了截割头横摆截割时载荷波动的计算方法。以掘进机的载荷波动为目标函数,给出各参数的模糊约束条件,运用最优化水平截集法将掘进机截割头结构参数的模糊化问题转为非模糊优化问题,建立了基于载荷波动最小的截割头结构参数的非模糊优化的数学模型。利用该模型确定截割头的结构参数,可使截割头的结构参数设计更加合理,能进一步改善掘进机的截割性能。     

常幅载荷下疲劳磨损可靠性研究

本文以飞机襟翼收放机构典型运动副为研究对象,通过疲劳磨损试验和理论分析,研究了它们的磨损行为及其可靠性。以飞机襟翼收放机构滑轨和滚动轴承实际使用的材料(40Cr Ni Mo A与GCr15)为摩擦对,通过常幅载荷下的疲劳磨损试验。绘制了磨损量与寿命曲线;以修正的滚动轴承寿命计算公式,计算了滚动轴承的理论寿命,并根据疲劳试验数据,计算了可靠度R=0.99时的疲劳磨损可靠寿命的点估计,发现二者存在较大差异。     

基于有限元法对飞机蒙皮铆接结构的疲劳断裂行为研究

为研究蒙皮铆接结构的疲劳断裂行为,通过有限元软件ABAQUS对飞机蒙皮铆接搭接结构进行单向拉伸载荷受力分析,并在МУП-50俄制疲劳试验机上试验,对仿真结果加以验证,研究表明:试验件疲劳试验的破坏位置(危险部位)与疲劳仿真的结果吻合。研究结果可为飞机疲劳设计、维修检测和寿命评估提供参考。     

现代飞机研制中的试验

现代飞机的研制是一个庞大的系统工程。一种新型号现代飞机的研制通常需要成千上万不同专业的人员分工协作,共同完成,耗时可长达10余年,甚至20年。一种新型号的飞机从论证到总体设计,从细节设计到理论校核,从制造装配到试飞,再从批量生产到交付用户使用,整个过程中必须做各种各样费时耗力的试验,以确保设计的飞机能够在各种可能的环境或载荷下具有良好的空气动力特性（简称“气动特性”）、足够的强度、各种系统和设备正常工作,以及良好的飞行品质。     

某型号飞机前机身普通框接头R区疲劳分析

在民用飞机设计中,疲劳性能是飞机设计中要考虑的一个重要因素。而接头破坏可能是引起飞机结构失效的最常见的根源,且接头的疲劳强度分析在飞机结构分析中占有非常重要的地位。本文通过算例介绍了某型号飞机前机身普通框接头R区的疲劳分析方法,为接头的疲劳特性评估提供依据,以帮助结构工程师设计能够满足疲劳强度要求的接头尺寸,亦可为飞机的疲劳强度验证试验提供支持。