一种可变刚度的载荷校准试验调试台架

载荷校准试验是应变法飞行载荷测量工作中必要的环节,其试验结果决定着飞行载荷测量成败。通常载荷校准试验是在飞机上实施的,具有较大的风险,为此在正式试验前要进行加载设备调试、工况演示,进而实现工况优化,降低试验风险。针对调试试验提出了一种可变刚度的载荷校准试验调试台架,通过对空气弹簧调节台架整体刚度,实现机翼受载后的变形模拟。试验结果表明,该调试台架的功能和承载能力能够满足调试试验的需求,能实现大展弦比机翼的大变形模拟。     

导弹挂飞载荷的校准试验分析

为得到某型导弹的挂飞载荷,采用杆式内置六分量应变天平方法进行测量,详细介绍了该方法的基本原理,为飞行实测导弹挂飞载荷提供了一种思路。该方法的测量结果可用于风洞试验和计算流体力学仿真分析结果的对比。介绍了集成有应变天平的挂飞导弹的载荷校准试验,来验证应变天平的测量误差和测量能力。分析试验数据可知,该方法的测量精度满足飞行实测要求。     

基于多点协调加载试验的机翼飞行载荷模型研究

研究了基于多点协调加载试验的机翼飞行载荷测量技术。在某型飞机机翼载荷校准试验中,使用了自动液压加载系统,并研制出新的飞机约束装置,从而实现了多点协调加载试验,其中试验数据由机载测试系统进行采集。提出了建立机翼载荷模型的方法,最后通过地面检验试验和飞行试验验证了机翼载荷模型的合理可靠性。结果表明:该方法能够建立更高精度的机翼载荷模型。     

PLC控制的液压系统在载荷校准试验中的应用

载荷校准试验是飞机飞行载荷试飞中的必要环节,多点、高载荷的载荷校准试验技术一直是我国飞行载荷校准试验的难点。随着液压控制技术的不断进步,尤其是PLC（可编程控制器）技术的快速发展,PLC控制的液压系统在工业活动中得到广泛应用,而PLC控制的液压系统也为飞机载荷校准试验解决多点、高载荷的难题提供了一个安全可靠的新途径。     

面向生产线的全动V形尾翼载荷标定试验方法

为获取全动V形尾翼结构的载荷-时间历程,优化结构维修期,本文创新性地提出一种面向批产的全动V形尾翼载荷标定试验方法,通过改进加载方式与应变电桥的数据采集方法,解决了整机状态下V形尾翼加载空间狭窄、加载力线干涉等问题,实现了面向生产线的V形尾翼载荷标定试验。与整机状态下标定试验结果的比对表明,两种试验方法的相对误差在3%以内,取得了良好的试验效果。本文的研究结果对此类结构载荷标定试验具有一定的借鉴作用。     

直升机全动平尾控制系统故障模式、影响及危害性分析

针对某直升机全动平尾控制系统,采用功能及硬件相结合的方法,进行了故障模式、影响及危害性分析(FMECA)。首先阐述了全动平尾控制系统的硬件组成及实现的功能,通过FMECA分析得出系统故障模式及危害性评估结论,辨识出影响系统任务完成和飞机飞行安全的关键件及重要件信息,最后给出了对应的设计改进及使用补偿措施。该方法可极大的降低全动平尾控制系统的研制风险,提高飞机整体可靠性和安全性。     

起落架载荷脱机校准试验技术研究

应变法是起落架载荷实测的主要方法,载荷校准试验是应变法测载的关键环节,直接决定了载荷实测结果的准确性。随着航空技术不断发展,常规的起落架联机校准方法已经无法满足校准试验要求。针对目前起落架载荷校准实际需求,提出了一套起落架脱机载荷校准试验方法,并将该方法用于某型飞机起落架载荷校准试验。通过与常规方法对比显示,该方法有效提升了试验加载能力、安全性、试验效率,更加精准的模拟了起落架的真实受载,提升了试验精度。     

一种用于飞行载荷实测的改进动态模型建立方法

载荷模型在使用应变计法的飞行载荷实测中占有重要地位,基于地面静态校准数据和空中动态飞行数据,建立一种动态的载荷模型,并提出一种剔除强影响应变计的相对准则,形成一种改进的动态模型建立方法。通过和传统动态建模方法的比较验证了改进方法的正确性,在地面检验工况中发现改进方法比传统的动态建模方法精度高。最后将之应用于某型机翼根部的飞行载荷实测,结果发现:和传统静态建模方法比较,弯矩差5%,剪力差3%,由于该方法更代表空中实际飞行状况,其结果可能更可靠。     

基于应变法飞行实测载荷的机翼压心计算方法

机翼压心是机翼气动特性评估的重要参数,为采用应变法飞行载荷测量结果计算机翼压心坐标,由载荷地面校准试验原理对飞行载荷测量结果进行分析,在此基础上采用达朗贝尔原理分析了机翼结构在飞行过程中的受力情况,在低速小迎角条件下将机翼结构所受气动力与支反力、重力及惯性力的影响相分离,从而在所得到气动力及其所产生的弯矩和扭矩基础上对机翼压心进行计算。采用该方法对急剧对称拉起机动压心变化情况进行计算,结果与理论分析相符,表明该方法合理可行。     

基于BP神经网络的三角机翼飞行载荷模型研究

针对三角机翼结构设计复杂、传力路径多和大载荷引起结构非线性等因素,采用BP神经网络方法建立飞行载荷模型。通过地面静力试验,利用某型三角机翼载荷标定试验数据,建立机翼根部剪力和弯矩的载荷模型,并对多个校验工况进行验证。经与多元线性回归载荷预测结果对比分析,结果显示,BP神经网络模型预测误差都在3%以内,特别对于剪力,BP神经网络预测误差明显小于多元线性回归,表明BP神经网络可作为测量三角机翼飞行载荷的一种更加有效的工程方法。