基于力控/位控的双作动筒并联单点大载荷加载技术研究

开展结构强度试验中单点大载荷加载方法研究,对于提高试验精度、确保试验顺利完成具有重要意义。通过对传统加载方法进行理论分析,提出一种基于力控/位控的双作动筒并联同步加载方法。设计模拟试验验证了新方法的可行性、有效性和实用性。并以某型号弹射杆试验为研究对象,采用改进型的单点大载荷加载方法,顺利完成了试验,表明该加载方法满足试验要求。该方法具有一定的工程应用价值,并在多类重点型号试验中得到了应用。     

大变形结构强度试验滑轮组加载系统扣重技术研究

为保证大变形结构试验扣重的准确性,提出一种大变形结构强度试验扣重方法,设计一种滑轮组加载系统扣重装置,以实现试验状态及非试验期间结构重力的精准扣除。滑轮组由动滑轮和定滑轮组成,保证结构大变形下扣重装置始终保持水平状态,确保扣重载荷的力线方向;利用力控作动筒可有效克服滑轮组摩擦力的影响,确保大变形下扣重载荷施加的精准性。以某型飞机扰流板静强度试验为研究对象,采用所提的试验扣重方法完成试验。试验结果满足要求,验证了该扣重方法的可行性、有效性。     

基于结构变形约束的水陆两栖飞机水载荷静力试验载荷优化配平技术

水陆两栖飞机水载荷静力试验主要考核该型机在水面着水工况时的结构强度,包括浮筒着水、船首着水和船尾着水等典型着水工况,由于水陆两栖飞机结构的独特性和载荷的复杂性,即浮筒、船首及船尾类似于悬臂梁结构,且所受水载荷为三维集中压向大载荷,造成考核区域的变形远远大于陆地飞机,该大变形对考核部位垂直方向加载误差高达10%以上,针对此问题,提出了基于结构变形约束的载荷优化配平技术,选取挠度为优化目标,建立平衡载荷计算模型,引入全机总力、总矩平衡方程组,通过对非考核部位的试验配平载荷进行优化,限制了水载荷考核区域的刚体位移,并通过有限元分析和试验方法验证了该载荷优化配平技术的可行性,试验结果表明:采用该载荷优化配平技术能够将垂直方向加载误差控制在1%以内。     

多轮多支柱起落架飞机结构强度试验载荷限定技术研究

多轮多支柱起落架飞机主起落架数量较多,试验机及试验设备重力大。试验应急卸载时,能量快速释放的不协调性易对支持点结构产生较大冲击载荷,且该载荷不可控,影响试验的考核。因此研究一种载荷限定技术,该技术能够兼顾飞机试验支持以及加载的功能。对该技术的原理、实现结构以及功能进行详细阐述;通过对现有设备进行改造和组合,搭建验证平台,对载荷限定技术工作原理进行验证。验证结果表明,该技术原理完全能够满足试验要求。     

飞机结构强度试验差动式加载方法研究

多轮多支柱起落架结构飞机的结构强度试验,由于起落架加载空间狭小,起落架载荷施加困难。为解决此问题,提出一种差动式加载方法,通过设计特殊杠杆将作动筒设置于两个相邻起落架之间,形成一种加载二力杆,顺利实现所有起落架的载荷施加,且满足拉压双向交变载荷施加需求。该方法一次安装到位,空间占用率低,极大缩减了试验换装周期。通过软件仿真模拟了差动式加载方法在多轮多支柱起落架上的应用,且该方法已经成功应用到某型飞机全机疲劳试验。仿真和应用结果表明,差动式加载方法完全能够实现多轮多支柱起落架的拉压双向交变载荷的施加,为类似复杂区域多结构试验件的考核提供一定的参考。     

复杂载荷下二元喷管静强度分析

航空发动机二元喷管的型面复杂,在发动机运行过程中受气动力、高温环境等影响,会在一些薄弱环节有一定的强度破坏风险。针对涡扇发动机大幅减重改进后的二元喷管,开展复杂环境载荷条件下的静强度分析,综合考虑高温、气动力、重力以及多方向综合过载。结果表明:二元喷管的减重优化设计满足强度要求;发动机气动力影响将大幅提高二元喷管最大应力值;最大应力出现在二元喷管圆转椭圆的加强筋处。相关研究结果可为二元喷管结构设计提供有效参考。     

大型飞机结构强度试验姿态转换与控制

针对以往大型飞机姿态转换过程存在潜在的胶布带脱落、局部失稳以及多种提升设备不协调等风险问题,提出一种大型飞机结构强度试验姿态转换与控制方法。通过设计位移提升装置和全浮动支持平台,确保飞机姿态转换系统安全可靠;应用协调加载控制系统,提出多点协调的位移提升控制方案,实现飞机姿态平稳转换和精准控制;研究飞机姿态实时测量算法,开发可视化监控系统,实现飞机姿态多维变量实时监控。通过全要素测试,验证了所提方法的合理性。试验结果表明：某大型飞机的姿态转换过程实现了多维度可视化监控,与传统方法相比,效率提升了约35%,可靠性及安全性大幅提升。     

铸铁轴承座载荷计算及结构分析

根据皮带运输机托辊用铸铁轴承座的实际工作情况,推导了计算铸铁轴承座径向载荷的分布公式.采用Pro/E软件建立了轴承座模型,在结构进行优化的基础上,利用ANSYS软件对优化后的模型进行了结构分析,通过利用Pro/E Mechanica和ANSYS Work Bench商业软件轴承载荷加载方法表明本文中计算轴承座载荷分布方法可行.     

多轮多支柱起落架飞机强度试验支持系统研究及应用

多轮多支柱起落架飞机特点是主起落架数量较多,且试验机及设备质量较大,单支柱起落架承载受限,因此试验过程中无法采用单个主起落架作为试验支持点,但选择多个主起落架作为支持点则造成飞机静不定,因此设计了一种试验支持系统。借鉴连通器结构,应用帕斯卡原理及静压支撑原理将支持点起落架通过液压系统进行虚拟联合,形成一种类等臂杠杆,保证所联合支持点的起落架受载一致,结合前起落架实现飞机静定支持。对该支持系统进行了功能验证,结果表明:该系统完全能够满足试验支持的要求。该系统已成功应用于飞机结构强度试验,并取得了良好效果。     

全机结构试验起落架位移补偿加载技术研究

在全机结构试验中,通常采用起落架三点悬挂方式支持飞机,常规的支持装置为“撬杠-立柱”模式,该装置同时具备起落架垂向加载功能.在考核起落架连接区结构时,起落架在航向和侧向载荷作用下会产生一定变形,由于常规“撬杠-立柱”的撬杠支撑点固定,变形会引起垂向加载力线偏差,导致加载不准确.采用平面随动原理,将常规的撬杠固定支撑点改...     

板材单点数控渐进成形回弹控制及模拟优化研究

传统的板材成形工艺由于过多依赖于模具、缺乏柔性正面临巨大的挑战,而板材单点数控渐进成形是近几年来国际上刚刚开始研究的一种新工艺,具有柔性高,产品的尺寸与形状变化容易的优点。根据对板材单点数控渐进成形工艺的研究,分析了各参数对成形质量的影响,提出了单点数控渐进成形轨迹设计的基本原则,并主要分析了回弹缺陷的补偿方法,通过工艺试验和数值模拟技术验证了回弹补偿方法的可行性,对板材单点数控渐进成形技术应用与实际生产具有较强的实用价值。     

飞机多层结构铆钉周围裂纹脉冲涡流检测传感器参数优化

飞机多层结构铆钉周围埋藏裂纹检测是无损检测领域的一个难点和热点,脉冲涡流能够对这种裂纹进行有效的检测.针对这种缺陷检测,本研究采用了一种双激励线圈且用隧道磁电阻(TMR)为接收的新型探头.双激励源反向联接,激励电流不至于过大,但磁场却能达到局部聚焦的作用.通过大量试验对该传感器参数进行优化选择,以提高传感器的检测灵敏度.试验结果表明:当激励线圈绕制180 匝、两激励线圈间距为20~30 mm、单个线圈水平夹角为60°~90°、且TMR位于裂纹正上方时探头的检测灵敏度最大.该研究结果可为飞机多层结构铆钉周围裂纹脉冲涡流检测探头设计提供参考.     

跷跷板式大型装船机结构强度分析

利用有限元分析软件ANSYS对新型跷跷板式装船机金属结构的强度进行了分析计算。新型装船机简化了结构,减轻了整机重量,降低了经济成本。     

复合材料结构无损检测及加载试验研究

介绍了对某直升机加强侧垂直安定面复合材料结构件的加载及无损检测跟踪试验全过程，通过分析试验结果确定无损检测方法和预加载值的大小。     

液压加载超调抑制控制技术研究

结构强度试验中,常采用液压加载方式,当加载过程中液压作动缸出现较大位移时,往往会造成载荷超调过大问题。分析载荷超调产生的原因,并介绍了多种先进PID算法原理,进行仿真对比分析。采用先进PID控制技术,以多种先进PID算法结合为基础,设计液压加载控制系统,并进行实验验证。结果表明:采用积分分离PID算法的控制方式,有效地解决了液压加载系统的超调问题,满足了结构强度试验的加载要求,并有效抑制因载荷超调导致的加载不协调问题,防止出现强度试验中试验件失稳现象。     

PVC塑料的超声焊接强度试验研究

采用正交实验方法，对常用的硬聚氯乙烯塑料（PVC）的超声焊接主要工艺参数进行试验研究，提出了针对焊接强度的最佳工艺参数组合。     

发射药螺杆挤压机叶片强度分析及结构参数优化

对于发射药挤出成型用的螺杆挤压机的双锥度螺杆,在采用某种工艺的时候,药料的相互剪切和挤压作用大大提高。利用ANSYS有限元分析软件,通过模拟药料在挤压过程中的流动和应力分布情况以及流固耦合,对现有的螺杆进行强度分析,校核其是否适应新的工艺。以降低流道内最大压力差为优化目标,螺杆强度为约束条件,通过改变螺杆的结构参数,提高螺杆挤压机的挤出效率。结果表明：楔形角对流道最大压力差影响显著大于螺棱宽度;通过正交试验得到最佳参数组合为楔形角均为24°,螺棱宽度为1.5 mm,此挤出流道内压力差达到最小。     

民机疲劳试验载荷谱简化研究与验证北大核心

在常规试验技术下,民用飞机全机疲劳试验周期过长,不仅费用高,更影响到适航取证和服役使用,开展载荷谱简化研究可有效加速疲劳试验。结合细节疲劳额定值(DFR)法和线性损伤累积理论,建立以损伤比门限值为折算依据的载荷谱等损伤折算方法。选用螺接和铆接的两种试验件进行试验验证,将原谱分别折算简化为五级谱和三级谱,折算后循环次数减少了约98%,且疲劳寿命结果符合工程要求,证明了该载荷谱折算方法的正确性和有效性。     

飞机典型连接件腐蚀及腐蚀疲劳试验研究

选取了飞机机翼与机身连接结构中LY12与30CrMnSiA、LC4与LC4两种典型连接形式,通过对典型连接件进行不同的预腐蚀,在不同腐蚀介质温度、不同腐蚀介质pH值,及不同腐蚀介质盐浓度条件下进行腐蚀疲劳试验。结果表明:LY12与30CrMnSiA典型连接形式具有较好的耐腐蚀性能,而LC4与LC4典型连接形式耐腐蚀和腐蚀疲劳性能较差,不同腐蚀介质NaCl浓度、不同腐蚀介质pH值对疲劳性能无显著影响,腐蚀介质温度对疲劳性能有一定影响。