超分子作用阻尼材料的动态力学模型修正

为提高飞机起落架载荷实测精度，以支柱式起落架结构为研究对象，探讨处理其载荷标定数据的工程方法。首先，对实际受载情况和单向加载工况标定数据的分析，挖掘出三向载荷、缓冲支柱压缩行程与应变码值间的数学关系，将预测的数学关系代入到多向工况的标定数据中，验证了它们的准确性;其次，根据两种标定数据回归方法，提出了对应使用的支柱式起落架载荷-应变标定方程的数学模型;最后，将两种标定方程代回到标定数据中，计算起落架三向载荷，所有反算载荷的误差均在可控范围内，表明标定方程满足精度要求。将标定方程代入实测数据中，实测曲线符合变化规律。该处理方法的应用能有力提高支柱式起落架的起飞-着陆载荷实测和载荷谱编制的准确度。     

起落架载荷测量与标定试验研究

以飞机主起落架为例，探讨结构部件载荷标定试验的力学模型，通过结构部件直接进行应变桥路传感器设计和标定加载试验的现场实施以及对试验数据的分析处理，建立以飞机起落架为例的载荷输入与应变输出关系方程，以此获得起落架在实际工作过程中的载荷－时间历程，为其寿命估算、可靠性设计和结构优化等提供重要依据。     

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。     

支柱式起落架载荷标定数据工程处理方法

为提高飞机起落架载荷实测精度,以支柱式起落架结构为研究对象,探讨处理其载荷标定数据的工程方法。首先,对实际受载情况和单向加载工况标定数据的分析,挖掘出三向载荷、缓冲支柱压缩行程与应变码值间的数学关系,将预测的数学关系代入到多向工况的标定数据中,验证了它们的准确性;其次,根据两种标定数据回归方法,提出了对应使用的支柱式起落架载荷-应变标定方程的数学模型;最后,将两种标定方程代回到标定数据中,计算起落架三向载荷,所有反算载荷的误差均在可控范围内,表明标定方程满足精度要求。将标定方程代入实测数据中,实测曲线符合变化规律。该处理方法的应用能有力提高支柱式起落架的起飞-着陆载荷实测和载荷谱编制的准确度。     

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。     

飞机载荷标定试验数据的多元回归选元方法

进行飞机载荷标定试验时，由于载荷与应变参数之间存在耦合相关性，采用逐步回归法判断自变量是否显著时具有一定的主观性。针对飞机载荷标定试验数据处理提出了一种多元回归选元方法，将回归项的变异系数作为误差控制指标和选元的判据，逐步剔除变异系数最大的自变量，直至选出最优的自变量参数组合，以此得到较佳的回归结果。此方法已成功应用于多个型号飞机起落架航向、垂向、侧向载荷的飞行实测。     

落震试验中摩擦力的标定方法研究

落震试验是起落架的主要力学特性试验之一,其参数测量和分析的准确与否直接影响起落架的力学分析与设计,对优化起落架缓冲参数、改变结构缓冲形式有理论指导作用。文中结合落震试验中力学参数测量的现状,对测力平台的三向力标定方法进行了研究,重点对摩擦力的影响因素进行了分析,提出一套摩擦力载荷标定方法。通过试验结果的对比验证,表明摩擦力对参数测量的影响是显而易见的,也从载荷分析上充分验证了摩擦力标定方法的正确性和可行性。     

基于国标的称重传感器室温静态标定试验分析

介绍了基于国家标准GB/T7551—2008的称重传感器在室温下静态标定试验,包括该测试系统的组成、试验方法、误差计算方法和试验结果分析。参考称重传感器国家执行标准及性能试验程序,对悬臂梁式称重传感器在室温下进行静态标定试验。运用75%载荷点法计算称重传感器误差,验证其满足1000分度值的要求。采用最小二乘法求最佳拟合直线方程,计算灵敏度、线性度、滞后误差、重复性误差等主要静态特性指标,并对误差结果进行综合分析。     

基于肘体结构的载荷标定试验研究

根据坦克车辆平衡肘体的空间力受载分析，直接采用其结构部件作为测量传感器，通过应变片布置、桥路设计和载荷标定，建立实测载荷的输入与输出关系方程，以此来获得坦克车辆行走部件在实际工作中的随机载荷-时间历程，为其肘体结构可靠性设计和全尺寸结构模拟试验提供科学依据。     

应变电桥选择方法在飞行载荷测量中的应用

随着飞机结构的日益复杂,应变电桥选择在飞行载荷应变电桥测量方法中亦越来越重要,直接关系着载荷测量的精度。本文基于MT应变电桥选择方法,给出MT公式中各参数的详细表达式以及具体的物理或数学意义,并对所得载荷方程进行F检验,最后将之应用于某具有较复杂机翼的根部载荷测量。结果表明:该方法可以获得具有可接受精度的弯矩和扭矩载荷方程,由于缺乏足够的剪力应变电桥,剪力载荷方程的误差较大;三者应变电桥之间有耦合的效应。     

Investigation of wind tunnel wall effect and wing-fuselage interference regarding the prediction of wing aerodynamics and its influence on the horizontal tail

The calculation of aerodynamic characteristics of a wing is the basic problem for aerodynamic design of aircraft. Wing aerodynamics can be determined experimentally and numerically. The method of fixing the wing in the test chamber of wind tunnel is related to disturbance of flow through the wing. When the wing is entirely fixed in the test chamber, the disturbance is usually caused by the sting connecting the wing to the test chamber. The experiments in this paper fixed the wing by clamping to the wind tunnel wall at the wing symmetry surface (root section). With this wing fixation, it was possible to take advantage of the wingspan twice, but to obtain the 3D wing experiment results, it was necessary to evaluate the impact of the wind tunnel wall effect. As for aircrafts, the aerodynamic force of the aircraft’s wing will have certain difference than that of the wing alone. The intersection region between the wind tunnel wall and wing root (for the experiment), as well as between the fuselage and wing root have complex interactions of boundary layers, in particular separation phenomena in the boundary layers. By solving the differential equation for viscous flows, it was possible to visualize the picture of streamlines and flow separations in this interference region and the aerodynamic characteristics of the wing. The singularity method was also used to compare results within its application range. The aerodynamic coefficients in the two cases with and without interference were analyzed. Complex interactions in the interference region could alter the predicted aerodynamic force calculated for the wing alone, which should be estimated. Very strong separations in the wing-fuselage interference region at large angles of attack turned into vortices at the rear impacting on the horizontal tail aerodynamics that is related to the balance problem of the aircraft.

     

全尺寸飞机大展弦比机翼静力试验技术研究

在大展弦比飞机的机翼承载能力试验中,试验加载方向会因其大变形发生变化。本文以全尺寸结构机翼为研究对象,提出一种试验加载技术,最大程度实现机翼载荷的准确施加。通过此静强度试验,很好地解决了机翼试验大变形加载问题,具有较大的现实意义和应用价值。     

机翼积冰对机翼动态特性的影响

针对某型飞机机翼积冰后机翼性能改变问题,提出了一种基于流场和结构场耦合分析的机翼结构特性方法。该方法应用有限元法对二维定常不可压粘流的时均N-S方程进行离散求解,采用四阶龙格-库塔(RK)法求解水滴运动方程确定积冰污染程度,通过与未污染时的机翼特性和安全飞行包线指标对比,分析机翼积冰对机翼动态特性的影响。算例说明了该方法的有效性。     

Modeling and experiment of a morphing wing integrated with a trailing edge control actuation system

Morphing wing has attracted many research attention and effort in aircraft technology development because of its advantage in lift to draft ratio and flight performance.Morphing wing technology combine...     

某机中央翼下壁板疲劳裂纹扩展寿命估算

为评估某型飞机中央翼下壁板萌生疲劳裂纹后的使用安全性,进行结构模拟件疲劳试验,并利用AFGROW软件对其疲劳裂纹的扩展寿命进行估算,与试验结果进行对比,初步确定出该部位裂纹扩展速率,为裂纹故障部位的修理提供参考依据.     

机翼模型应变场分布式光纤监测与重构方法

针对飞行器机翼结构应变场重构问题,提出了一种基于分布式光纤传感器与模态叠加原理相结合的大展弦比机翼缩比模型应变场监测与重构方法。借助ANSYS有限元分析软件,数值模拟得到大展弦比机翼缩比模型在不同载荷下应变分布与应变模态振型。在此基础上,通过在大展弦比铝合金机翼缩比模型展向设置光纤Bragg光栅传感器,实时采集应变分布与变化信息,结合数值仿真得到机翼模型应变模态振型,重构机翼缩比模型应变场分布,应变反演平均误差约为7%。研究结果表明,本研究方法具有非视觉测量、实时性好以及反演精度较高等优点,能够为及时准确获取飞行器翼面应变场分布信息,进而实现机翼气动载荷计算与疲劳寿命预测提供技术支撑。     

基于MSC．NASTRAN的复合材料机翼有限元分析

通过有限元分析软件MSC．NATRAN,建立了复合材料机翼的有限元模型。针对所设计的飞机机翼在气动载荷作用下进行了强度分析,给出了主要构件的应力、应变结果,证明了这种复合材料设计是合理可行的,为复合材料在飞机上的应用提供了参考。     

钻石背弹翼抗风动力可靠性及其灵敏度分析

基于首次超越破坏准则,建立了钻石背弹翼在随机风载荷下的动力可靠性模型,并对其动力可靠性的参数灵敏度进行了研究。通过对结构在随机振动载荷下动力响应超越安全界限次数的研究,得到了钻石背弹翼的动力可靠性模型,并利用综合分析技术分析了输入参数对钻石背弹翼抗风动力可靠性的灵敏度。研究结果表明:在只考虑随机风载荷的情况下,增大翼厚或后翼条弦长、减少前翼条弦长或前缘后掠角有助于提高钻石背弹翼的抗风动力可靠性,但在设计中需要综合考虑弹翼的气动外形及其载荷。