一体化框架在某型民机疲劳试验中的设计与应用

在以往的全机静力/疲劳试验中,常采用立柱-龙门架加载框架。该加载方式不便于设计检查平台,不适用于疲劳试验。针对疲劳试验周期长、试验加载设备反复使用、经常检查试验件等特点,设计了一体化加载框架,主要包括整体框架式加载系统、检查平台、油路线槽系统。一体化加载框架可以一次安装到位,减轻了试验人员的重复劳动,有利于试验件的损伤检查,减少疲劳试验裂纹的漏检率。试验表明,该加载方式可在后续全机和部件的静力/疲劳试验中应用。     

大型客机机翼“双梁”式胶布带轻量模块化加载技术

机翼胶布带加载节点布置是飞机结构静力试验中一项重要工作,本文提出了一种大型客机机翼胶布带轻量模块化设计方法,已成功应用于某大型客机全机静力试验中。结果表明,此方法可以有效减少胶布带数量,提高试验载荷等效和加载精度,提升试验设计及实施效率,降低试验成本。     

起落架支持差动约束技术的研究与应用

在全机静力试验中,试验件支持约束方式决定了整个静力试验结果的质量。针对传统起落架撬杠配重约束存在支反力测量不准确及支反力超过配重质量会导致试验件向上移动等问题,设计采用了起落架支持差动约束方法,限制试验件的垂向位移,从而保证试验安全并提高试验加载精度。     

全机静力试验起落架加载技术

起落架加载技术是全机静力试验的核心技术之一,本文对现有的主要3种起落架加载技术进行了分析,通过加载能力及精度的对比,发现随动加载技术具有较高的技术水平,继而提出以高精度的随动加载为基础发展起落架加载技术的方向。     

基于卡滞响应的翼面偏转自动切换技术

为了验证水陆两栖飞机结构对CCAR-25-R4部25.305,25.307条款要求的符合性,要求当全机加载到限制载荷时,需要在规定时间内一次性获取活动翼面的最大正负偏角。针对此问题,提出了基于卡滞响应的翼面偏转自动切换技术,并将该方法应用于大型灭火/水上救援水陆两栖飞机稳定俯仰2.5 g工况限制载荷静力试验中,顺利完成了试验。试验结果表明,该方法是可行和有效的,同时为后续试验提供技术支撑。     

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。     

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。     

一种民机静力试验平尾加载假件的设计

本文提出了一种民用飞机静力试验平尾加载假件的设计思路。通过机身后段静力试验各种载荷工况的考核,证明了该假件的刚度和强度满足设计的要求,可以为民用飞机机体结构静力试验的假件设计提供参考。     

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。     

有起落架布置的双三角翼载荷测试技术研究

针对起落架布置在机翼上从而很难实现对机翼根部切面载荷测试的问题,结合某型飞机全机载荷测试项目,分析研究了该型机翼的结构特点,并设计机翼根部弯矩、剪力、扭矩测试应变电桥。考虑到外场无承力结构可作为约束载荷点的试验条件,提出全机自平衡多点协调加载标定模型,得到了较准确的载荷标定数据。同时对标定试验数据进行多元回归分析,建立了载荷标定方程,并通过校验工况对载荷标定方程进行了误差分析,大载荷下的误差均不超过5%,可满足一般的工程要求。最后经飞行实测验证,得到了该类机翼根部切面准确的载荷-时间历程。该技术可以运用到有起落架布置的机翼载荷外场测试上,对起落架以内的切面载荷测试可作为通用方法使用。     

汽车座椅强度试验台加载机构设计

在试验标准基础上,提出了一种汽车座椅强度性能试验台,对试验台加载机构进行了详细设计。运用杆系机构和液压控制系统设计了座椅靠背及调节装置强度试验的静力加载机构和头枕静态性能试验的静力加载机构,采用电机控制的摆锤机构设计了靠背及头枕吸能性试验冲击载荷加载机构。所设计的加载机构能够准确模拟汽车座椅靠背及调节装置强度试验、汽车座椅头枕静态性能试验和汽车座椅靠背及头枕吸能性试验各种加载工况,其结构简单,易于控制,具有较强的工程应用价值。     

某雷达天线结构静力分析及试验验证

采用有限元软件MSC.Patran/Nastran对某雷达天线结构进行了静力分析,获得了天线结构在五种工况下的位移值和应力值,并对其中一种工况下的天线结构进行了静力试验,试验结果与分析结果吻合良好,互为验证.     

兆瓦级风电叶片静力加载控制系统设计及试验

设计了一套兆瓦级风电叶片全尺寸静力加载控制系统,阐述了其构成及工作原理。采用最小二乘法对传感采集数据进行拟合,提高了数据精度。基于控制器局域网（CAN）总线构建两级网络的分布式检测与控制系统,将耦合的多通道加载系统等效为多个具有干扰的单通道加载系统。基于AMES—im和MATLAB／Simulink软件构建静力加载耦合仿真模型,首次将无模型自适应（MFAC）算法应用于静力加载过程的牵引力解耦控制。仿真结果表明：被控对象在一定的变刚度、变阻尼条件下,采用MFAC算法可有效减小牵引力耦合,保证牵引力误差小于2．0％,控制效果明显好于传统的控制算法。现场试验证明：静力加载控制系统可保证大柔度叶片远距离、连续、平稳、协调加载,特定阶段的加载精度优于1．0％（满量程）,完全满足兆瓦级风电叶片全尺寸静力加载试验要求。     

汽车座椅强度性能试验台设计

汽车座椅是汽车的重要部件之一,其性能好坏直接影响汽车安全性和舒适性。在相关试验标准基础上,设计了一种汽车座椅强度性能试验台。试验台采用液压控制静力加载机构和电机控制冲击摆锤加载机构准确模拟了汽车座椅的试验工况,对其总体方案、静力加载机构、摆锤加载机构和液压控制系统进行了详细设计。该试验台能完成汽车座椅靠背及调节装置强度试验、汽车座椅头枕静态性能试验和汽车座椅靠背及头枕吸能性试验,具有通用性强,精度高,成本低,使用方便等优点。     

不同循环工况对发动机缸盖低周疲劳寿命的影响

对于疲劳寿命来说,在相同的应力幅值下,不同的加载过程、加载频率对最终的结果也会有很大的影响。基于局部应力应变法,对两种不同工况的试验进行模拟分析,对比不同工况下的温度场、应力应变以及疲劳寿命结果。分析结果表明,在机械载荷不变的情况下,缓慢的温度加载速率可以延长结构的低周疲劳寿命。     

室内装修升降台结构静力试验分析

对室内装修升降台结构进行了受力分析 ,并在不同的工况下进行结构静力试验 ,得到了升降台在实际运行中的应力分布 ,结果表明升降台在额定工况下工作是安全的。     

直升机数字化多点协调加载系统设计研究

多点协调加载技术是直升机静力试验和疲劳试验的关键技术,对试件是否同步平衡加载直接影响到施加载荷的精度和测量数据的准确性。 多点协调加载是多输入——多输出力系统,通道间存在着相互的耦合,如何减少耦合也成为协调加载技术的一个重要难题。 为了更好的解决直升机协调加载中的技术难题,在跟踪国内外发展动态和充分消化理解静力、疲劳试验的基础上：针对直升机静力、疲劳试验的特点,提出了系统的总体需求目标和技术指标;对系统进行了总体设计,系统总体上采用3级分布式结构;开发了适用于直升机强度试验的控制补偿算法,对减少通道间的相互耦合具有明显的效果;开发出了强大的试验控制软件包;通过试验验证了系统的功能和技术指标;验证了不同补偿控制算法的有效性。     

基于复合控制的电动式伺服力加载系统设计及测试

伺服电动缸具有响应快、同步性好及控制精准的特点,拟选用伺服电动缸取代液压缸作为飞机结构静力试验中的加载执行机构。通过设计电动伺服协调加载系统的控制策略,首次将电动式力控加载技术引入到结构静力试验平台;应用MTS控制系统和BECKHOFF嵌入式控制器,对悬臂框结构件分别进行单通道及多通道的电动伺服加载测试;总结电动伺服加载系统控制参数调试方法。研究及测试结果表明,基于复合控制的电动伺服协调加载过程准确、平稳,基本满足结构强度试验加载要求,具有一定的推广价值。     

风机叶片全尺寸静力多点加载的解耦控制

针对风机叶片静力加载试验时各个加载点之间存在加载力耦合,加载力抖动影响精度甚至损坏叶片,研究了多点风电叶片静力加载模型及解耦控制。分析多点加载下叶片变形耦合,利用悬臂梁模型推导了多点加载下叶片变形耦合矩阵关系式,并结合变频调速控制液压系统,建立了两点耦合加载系统的仿真模型,设计了解耦控制器及自适应模糊PID控制算法,减少各个节点的牵引力耦合,实现叶片多节点全尺寸静力加载试验。仿真表明解耦控制器很好地解决多点耦合,加载曲线振荡现象明显减少,节点最大误差为2.3%。试验进一步证明:叶片加载过程中加载点牵引力能保持平稳、协调变化,加载保持阶段的偏差维持在±0.1 k N,降低了加载过程中牵引力耦合,获得较好的控制效果,满足风机叶片静力加载试验要求。     

飞机姿态对试验载荷施加的影响

在全尺寸结构飞机试验中,飞机通常采用全机静定约束,飞机重心处于理想状态。试验时,飞机的姿态误差会对载荷加载精度造成一定的影响,但在工程实践中,飞机姿态误差是不可避免的。本文着重研究了飞机滚转、俯仰时的姿态误差对加载精度造成的影响,从而推算工程中可接受的最大误差。