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现代亚音速飞机的柔性较大,其静气动弹性对载荷分布有重要影响。为此,基于全机地面共振试验结果建立机翼的结构有限元模型,利用颤振风洞试验测量的弹性变形对基于偶极子格网法的定常气动力进行下洗修正,建立了直机翼的静气动弹性模型,分析了静气动弹性对直机翼飞行载荷分布的影响。结果表明:静气动弹性使直机翼存在"弹性加载"效应。直机翼结构设计时,应考虑静气动弹性引起的飞行载荷分布问题。 相似文献
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在飞机结构强度机翼大变形试验中,为了减小应急保护对试验件造成的损伤,本文基于力控-位控模式转换技术,并结合双站数字通信和SBC控制技术,使试验在正常运行时由站1控制,应急卸载发生时,站1与站2进行数字通信,由站2接管进行可控卸载,大变形配套加载点由力控模式下的随动加载转换为位移控制模式,使试验件在位移控制下由大变形状态快速回到初始状态。本研究为结构强度试验可控卸载技术提供了一条可行的思路和方向。 相似文献
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针对三坐标测量设备测量机翼缩比模型,大展弦比机翼模型产生大变形时测量点与加载点不统一,加载方向发生变化等问题,从解析几何与有限元角度,开展机翼缩比模型的刚度反求研究。首先,以测量的形变数据与测量点坐标建立面密度函数;然后,通过所提出的实测点回归方法计算实测点的位置坐标信息,再通过坐标信息计算实测点的位移并构造类似有限元的网格结构;将模型按刚心轴简化为悬臂梁,反求悬臂梁的材料属性并计算弹性模型仅在竖直方向力作用下的变形值,从而修正测量数据;最后按照静力等效原则对实际测量坐标下的网格进行等效节点载荷计算,得出模型修正刚度值。经过平板以及变厚度弹性模型有限元验证以及试验分析,结果显示所提出的方法在结构相对变形超过7%时可降低试验误差,为机翼设计制造验证提供数据支持。 相似文献
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应用非线性有限元计算技术研究了加筋壁板结构试验件在受压状态下的非线性变形及稳定性特性,所得到的结果与试验吻合。为真实模拟机翼中的加筋壁板结构在空气动力作用下的稳定性问题,又针对典型机翼模型进行了更为细致的非线性屈曲分析。最后,将两次模拟结果进行比较,给出了根据结构的加载响应曲线判断结构的屈曲类型、结构的屈曲临界点以及分析结构后屈曲承载能力的方法。 相似文献
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液压作动器协调加载调试台设计 总被引:1,自引:0,他引:1
《制造业自动化》2019,(12)
以某型机翼载荷校准试验为背景,设计了一种用于飞机载荷校准试验的液压作动器协调加载调试台。通过空气弹簧模拟飞机机翼刚度,实现变刚度模拟,对作动器进行单点或多点协调加载的性能参数调试。调试后将作动器安装到真实机翼处进行校准试验,不仅提高了作动器的跟随性,优化了控制参数,同时提高了试验的效率和安全性。该调试台不仅实际应用效果良好,并且能够扩展到其他领域液压作动器协调加载调试中,有很好的工程应用前景。 相似文献
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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。 相似文献
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Eun-Su Go In-Gul Kim Dong-Geon Kim Kyeongsik Woo Jong-Heon Kim 《Journal of Mechanical Science and Technology》2017,31(9):4085-4091
The Hydrodynamic ram (HRAM) phenomenon is one of the main types of ballistic battle damages of a military aircraft and has great importance to airframe survivability design. The HRAM phenomenon occurs in aircraft wing structures with internal fuel tanks. HRAM can generate approximately 690 bar (10000 psi) of pressure in the fuel tank. It causes significant damage to the wing fuel tank, which contains the fluid, and the connection structure of the wing fuel tank. The HRAM effect occurs due to the interaction between the fluid and structure, and damage can be investigated by measuring the pressure of the fluid and the dynamic strains on the structure. In this paper, a static test and an HRAM test of a composite T-joint were performed. The HRAM test utilized a ram simulator which can generate HRAM pressure. When a high speed cylindrical puck was fired to the ram simulator filled with water, HRAM pressure was generated, and the pressures of the fluid was measured. The failure behavior of the composite T-joint due to HRAM pressure was examined using the strain gauges and a PVDF sensor which were attached to the surface of the composite T-joint. 相似文献
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Dong-Geon Kim In-Gul Kim Eun-Su Go Jong-Heon Kim 《Journal of Mechanical Science and Technology》2017,31(9):4093-4098
The wing structure of an aircraft also served as a fuel tank containing fluid. The fuel tank and joint structure are made up of composite structures. Hydrodynamic ram (HRAM) effect occurs when the explosion or high speed object passes through the aircraft wing and high pressure is generated in the fuel tank. High pressure can cause failure in the fuel tank and on joint structure as well as other aircraft wing structures. To ensure the aircraft survivability design, we shall examine the behavior of the joint structures in HRAM effect. In this study, static tensile tests were conducted on four kinds of composite T-joints. The failure behavior of the composite T-joints was examined using strain gauges and high speed camera. The failure stresses and failure pressure of the composite T-joints were calculated by FEA. We also examined the validity of the Finite element modeling by comparing the results of FEA and static tensile tests. 相似文献
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机翼是飞机的关键部件之一,在飞行过程中对机翼形变进行在线监测,有助于提升飞机的安全性能及任务执行能力。
为此,本文提出一种基于光纤布拉格光栅传感技术的机翼动态形变测量系统;理论分析了 FBG 波长变化量与机翼表面曲率变
化的关系,利用 FBG 温度传感器实现应变补偿,利用三次样条插值实现离散曲率的连续化,采用基于连续曲率的形变重构算法
实现机翼形变测量;在 CA42 飞机的 4 个翼面上布置了 36 个 FBG 应变传感器,4 个 FBG 温度传感器,通过地面静力试验得到了
机翼的形变测量误差为 2. 5% ;最后,针对机翼动态形变测量系统开展了飞行试验,试验过程完整地记录下了机翼表面的应变、
温度及形变信息。 试验结果表明,由机翼形变产生的翼梢位移量正比于机翼法向过载,系数分别为 86. 33 mm/ g(左机翼)及
80. 04 mm/ g(右机翼),翼梢最大位移量 250 mm,发生在法向过载为 2. 25 g 的时刻。 此外,飞机机动半径越小,机翼形变量越
大。 机翼动态形变测量系统体现了良好的工程适应性。 相似文献
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随机振动载荷作用下航空液压管路疲劳寿命数值预估 总被引:1,自引:0,他引:1
液压管路作为飞机液压传动系统的重要组成部分,是飞机安全飞行的重要保障。由于飞机飞行环境的复杂性,随机振动载荷下的疲劳分析是飞机液压管路动力学设计的重要手段。选取大型客机C919左侧机翼的一段典型液压管路作为研究对象,应用ABAQUS有限元软件进行随机振动响应分析,获取随机振动载荷下的应力响应功率谱密度函数,对液压管路在随机振动载荷下的强度特性进行分析,结合S-N曲线对管路结构危险部位疲劳寿命进行预估,为航空液压管路的设计及优化提供了理论参考。 相似文献
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针对高性能飞行器实验模型结构的翼面形态感知与重构技术要求,提出一种基于光纤光栅传感器阵列的翼型结构形态实时检测与可视化重构方法。首先,在分析光纤光栅结构曲率检测技术的基础上,进行基于分布式曲率感知信息的翼面结构形态实时重构算法研究;其次,针对实验模型结构振动响应特性与有限元分析结果,研究分布式光纤光栅传感器阵列优化布置方案;最后,构建飞行器模型结构实验平台与开发可视化软件环境,进行翼面结构静态形变与振动形态实时感知与重构实验分析与验证。结果表明,实验模型翼面结构形态实时感知与重构效果良好,较精确地反映了结构静态形变与振动形态的变化,验证了所提非视觉结构形态检测方法与技术的可行性与有效性。 相似文献