双驱动交互控制技术

在某些飞机起落架结构疲劳试验中,需要在不同受力情况下进行循环载荷加载疲劳试验。为了加载精确、降低成本、减少人力物力消耗,采用随动加载方式进行加载,即对加载设备使用位移定位控制,通过改变加载设备位置间接对试验件进行载荷加载,从而完成不同状态的载荷试验。以往位移控制一般使用伺服控制液压加载设备,控制信号易受外界干扰,存在定位不准确、加载器抖动等,从而导致位移定位存在误差,试验加载精度不够。为了解决这一问题,引入电驱动控制系统,该系统响应快、精度高,无液压油中间介质,性能稳定,多执行器同步性高。经过理论分析与研究并通过验证试验,使用液压驱动与电驱动交互控制技术完成试验加载控制,提高了试验加载精度,满足了起落架疲劳试验需求。试验结果表明,该技术可应用于一些特殊的飞机起落架结构强度疲劳试验。     

襟缝翼耐久性试验电液伺服协同加载技术研究

襟缝翼耐久性试验中,襟翼结构为大后退量、非定轴转动运动方式,缝翼为定轴转动运动方式,试验中翼面不断运动,施加载荷大小及方向需跟随协同变化.根据不同运动及受载模式的翼面结构,分别设计襟翼、缝翼协同加载方案,通过协调加载系统控制施加载荷,伺服电机或电动缸位置控制系统控制加载方向,实现不同载荷工况加载点加载方向与翼面相对位置...     

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。     

起落架疲劳试验电动式伺服加载技术研究及应用

在起落架疲劳试验中,为了模拟起落架在起飞、巡航和着陆过程中的真实状态,起落架缓冲器在不同阶段有不同的压缩行程。某工程起落架疲劳试验一个典型起落中,起落架缓冲器压缩行程需要调整3次,1倍寿命疲劳试验则高达45 000次。另外压缩行程的调整也导致起落架加载力线的偏转。为了确保试验高效、连续运行及载荷准确施加,提出起落架疲劳试验缓冲支柱行程自动调节及载荷同步随动施加技术,通过缓冲器压缩量自动调节技术实现了支柱行程自动调节,通过基于电动缸系统的随动加载技术实现了载荷随动施加,试验过程中缓冲器支柱行程自动调节与载荷随动施加时时对应,并通过试验验证了新方法的可行性、有效性和实用性。此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。     

飞机强度试验结构单点大载荷加载技术研究及应用北大核心

某型飞机弹射试验中单点集中载荷较大,受试验场地条件和试验设备能力等因素限制,现有加载方式难以满足试验集中大载荷加载要求。因此,综合考虑试验载荷大小、方向、加载位置、地轨承载能力、加载装置强度、质量、减载载荷等因素,通过多参数目标优化,得到满足试验需求的单点大载荷加载装置的最佳设计尺寸。研发的加载装置通过航向载荷主动卸载及垂向载荷卸载接口将大载荷优化分配,确保承载系统安全,实现集中大载荷的精准施加。所设计的单点集中大载荷加载系统已成功应用于某型飞机弹射载荷静力试验,试验加载中加载装置保持平稳,未发现破坏及目视可见变形,且试验测量数据与目标值相吻合,试验加载稳定性、重复性良好。     

飞机起落架收放动态加载试验液压系统设计

设计的液压加载控制系统以PLC为主要控制器件、利用组态王软件建立人机界面、应用电液比例控制技术实现加载过程控制的自动化,满足起落架收放实验加载性能要求。利用多学科动态系统软件进行液压系统的建模仿真分析,其结果与地面试验结果相一致,从理论上验证所设计液压系统的性能,对起落架相关参数的测量结果进行研究与计算,简要分析起落架收放时所受载荷及其对测量结果的影响。实验结果表明,所设计液压系统自动化程度、控制精度及可靠性高,便于实现对起落架气动载荷的准确模拟。     

一种新型六自由度力学加载系统

介绍了一套用于材料结构强度和可靠性试验的六自由度边界模拟加载系统,能实现六个自由度的同时加载,更真实地模拟载荷边界条件,可以进行大尺寸结构和材料的实时力载荷实验、拟动力实验和振动试验.为材料和结构的强度和寿命试验提供了一种新型实验装置,为材料结构的疲劳和可靠性提供了更为真实的实验数据.给出了三维结构模型,讨论了六自由度加载系统试验的定义,介绍了系统的主要原理和技术性能.通过计算系统方向余弦矩阵,给出了此加载装置的运动学反解,并介绍了控制系统.     

一种多功能摆振试验台的研发

摆振试验台是起落架及轮胎研发设计中所需的重要设备之一,其用途是提供轮胎及起落架的加载,完成起落架摆振试验。本文介绍了摆振试验台组成和工艺参数。详细介绍了其关键设备及工作原理,上下移动的机构横梁实现高度方向上的粗定位;加载吊篮四周有滚道,可提高试验件测试精度;固定吊篮在立柱上的安装位置可以上下调整,满足起落架和轮胎的试验需求;固定吊篮上方装有螺旋升降机可防止爆胎。侧向加载机构满足了对起落架和轮胎侧向进行加载要求。这套新设备在用户现场已经完成了安装和调试,成功地实现了预定的加载动作,而且加载力调整操作方便,电气检测精准和控制精确,达到甚至超过了试验所需的设计参数。这套多功能摆振试验台的研发成功,可以更好地在实验室对轮胎和飞机起落架的受力状况进行模拟和分析,助力我国航空产业打破国外对航空轮胎产品的垄断。     

飞机牵引车跑合试验台设计

飞机牵引车跑合试验台是研究飞机牵引车性能的重要工具。利用室内测试台架模拟试验道路;采用液压加载泵作为功率吸收装置,为飞机牵引车跑合测试提供模拟行驶阻力;专门设计加载车装置模拟飞机前起落架,来测试飞机牵引车的加持－举升装置。并对测试方法进行了说明。飞机牵引车跑合试验台的设计,为解决和避免飞机牵引车在露天道路上进行跑合试验所带来的一些弊端提供了可能。     

声发射技术在飞机主起落架疲劳试验中的应用

介绍了某型飞机主起落架疲劳试验早期过程中多载荷作用下的关键结构的声发射实时监测技术。针对AE信号的复杂性,利用载荷滤波、幅值滤波以及空间滤波等多种滤波方法做信号处理,对处理后的AE信号以趋势分析为主,并以相关参数趋势变化进行验证。介绍了通过对提取到的关键部位在最大载荷下的AE信号的处理分析,取得了满意结果。不但掌握了各关键结构部位背景声发射信号的统计特征,还成功报告了加载系统的状况变化,为主起落架疲劳试验的顺利进行提供了保障作用。     

滚珠丝杠副加载试验台液压系统设计

滚珠丝杠副额定动、静载荷加载试验是滚珠丝杠副验收时必要测试环节。以工业计算机、交流伺服电动机和用比例溢流阀为调压元件的液压系统构建滚珠丝杠副加载试验台,进行额定静载荷加载试验时,通过比例溢流阀压力的PID控制能够精确稳定加载液压缸输出的加载力;进行额定动载荷跑合加载试验和效率测试时,以比例溢流阀背压作为负载,用交流伺服电动机驱动滚珠丝杠副跑合,跑合速度易于控制。经实际使用验证,试验台工作可靠、稳定。     

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。     

内模控制在电液力系统中应用

以电液扭转疲劳试验机为例,对电液力系统性能的改善进行了研究.提出了内模控制的设计思想,它能够满足不同频带系统的要求.研究结果表明:内模控制很好地改善了系统的动态、静态特性,具有很好的鲁棒性.     

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。     

液压缸可靠性新型综合试验装置的研制

为了促进液压缸可靠性特别是可靠性综合试验方法、试验装置的研究,研制一种具有功率回收功能的液压缸可靠性新型综合试验装置。该试验装置不仅能对液压缸进行常规的型式试验或出厂试验,还能在额定应力水平或加速应力水平下进行可靠性试验,用户可以根据具体产品的载荷谱编制控制加载规律,加载可变应力包括液压缸偏载力、油温、压力和速度。该试验装置具有节能、检测精度高和安全可靠的特点。     

民用飞机辅助燃油箱转输模拟系统设计及实现

针对需求越来越强烈的民用飞机辅助燃油箱,为了支持其开展试验研究,从组成、原理、机械结构设计、控制系统设计等方面提出详细的转输模拟系统试验平台设计方案,并开展试验验证。结果表明：该试验平台在托架角度控制、油箱压力控制、转输流量控制等方面响应快速、控制精准,各项指标均较为优越,可为民用飞机辅助油箱系统的研制提供有力的技术支持。     

焊接结构模态结构应力法程序开发及工程应用

主S-N曲线法作为疲劳计算的新方法在焊接结构疲劳分析中被广泛采用.为了实现该方法在试验载荷下基于稳态动力学计算结果开展焊接结构疲劳寿命预测,首先引入台架模型作为边界条件,实现将试验载荷作为仿真分析的输入,基于模态叠加法的稳态动力学理论获得较准确的焊缝动态响应.其次在主S-N曲线法的准静态计算流程基础上,扩展其内涵,提出基于模态结构应力叠加的动态结构应力计算方法,该方法将稳态动力学计算的模态坐标与焊缝的模态结构应力进行叠加,实现动态结构应力计算及动态等效结构应力计算,再采用主S-N曲线进行寿命评估预测.进一步开发了焊接结构模态结构应力法疲劳评估软件,基于该软件开展了车体疲劳评估和疲劳试验对比.结果表明,该方法比传统方法更能有效地识别出动态加载下车体的疲劳破坏部位,验证了该方法在试验动态载荷加载下开展焊接结构疲劳评估的有效性和优越性,为研究焊接结构疲劳寿命评估理论和拓展主S-N曲线法提供了技术基础.