全尺寸飞机结构静力试验约束点载荷计算及应用

为快速准确得到不同静定支持方式的全机及大型部件结构静力试验约束点载荷,本文首次提出了一种通用求解方法并以Matlab为平台编写了求解程序。重点研究了约束部位载荷严酷、较大变形工况中作为考核部位及机翼大变形工况中的约束点载荷计算;依据多年型号试验经验提出了一种利用约束点载荷误差判断试验加载准确性的方法。成功用于某大型客机全机静力试验,为实时判断试验加载是否准确提供了重要依据;试验结果表明提出的计算方法和程序准确可靠,已推广应用于其它型号试验。     

基于随动加载的起落架载荷误差评估与修正

全尺寸飞机柔性起落架静力试验中,起落架受载变形引起加载力线改变,从而带来加载误差。为提高加载准确度,起落架随动加载技术被广泛使用。本文通过对随动加载模型的分析,得出该加载技术试验过程中理论上依然存在加载误差。采用向量、矩阵运算结合力学平衡方程推导得到随动加载技术误差计算公式和载荷修正公式。选取某型飞机起落架静力试验典型工况（两点滑行刹车）进行载荷误差评估、修正与验证。结果表明：随动加载技术试验过程中航向和垂向最大加载误差小于工程允许的1%误差,侧向加载误差引起的最大约束反力误差小于工程允许的5kN;载荷修正后,最大约束反力误差小于2kN,加载准确度得到了进一步提升。本文从理论上分析了柔性起落架发生变形后载荷误差并进行修正,为起落架静强度试验过程中主动载荷和约束点载荷误差分析提供了理论依据。     

全机静力试验多轮多支柱起落架支持与加载技术

现代大型飞机体积大、质量大、结构柔性大、飞行任务复杂,主起落架通常采用多轮多支柱结构。因此,大型飞机全机静力试验载荷大、项目多、加载复杂、试验中换装频繁,给试验机支持、起吊及起落架加载等带来较大难题。在以往试验支持与加载技术的基础上进行了技术改进,探索出了大型多轮多支柱起落架飞机静定支持技术方案,发展了多轮多支柱起落架加载技术,形成了一套针对大型多轮多支柱起落架飞机起吊、换装支持技术方案和完整流程,并成功应用于全机静力试验。     

大型水陆两栖飞机起落架强度试验技术

针对大型水陆两栖飞机起落架的超静定连接及高支柱结构所带来的试验问题,基于刚度等效理论采用数值仿真方法分别对起落架与机身连接和与试验装置连接模型进行分析,通过调整试验装置结构形式、尺寸及厚度等,实现起落架装置连接模型对机身连接模型在变形主方向位移的模拟;基于数值仿真的力学边界条件模拟,计算主起落架轮轴中心点在最大载荷时的位移,预先调整加载点安装位置以保证最大载荷时的加载精度。试验结果表明,在机尾下沉着陆最大回弹载荷内外轮分配比例为6∶4的工况下,轮轴中心点主变形方向的位移基本相同,两种连接方式各向载荷最大误差在7%左右。研制了集模块化、多功能和通用性于一体的机身刚度模拟自平衡试验装置,满足了主起落架8种工况的静强度试验需求,可为其他型号起落架试验提供参考。     

飞机起落架着陆仿真研究

本研究首先建立飞机机身有限元模型,此模型的模态和全机地面共振试验测得模态相吻合。然后研究起落架缓冲器受力,并编制程序,计算出相关的曲线,LMS仿真平台调用上述曲线对单个起落架进行仿真,在单个起落架仿真结果和落震试验结果吻合的基础上,对某型飞机进行刚性机身全机落震仿真研究。最后调用机身有限元模型进行柔性机身全机落震仿真研究,对刚性机身、柔性机身全机落震仿真结果进行对比,结果表明柔性机身全机着陆起落架载荷峰值比刚性机身载荷峰值降低,起落架功量图更为平缓。     

全机结构疲劳试验载荷优化技术模拟研究

在全机疲劳试验中,需要将模拟飞机数倍寿命内不同起落不同飞行状态的试验设计载荷转化为用一套加载设备连续施加的试验载荷。本文就此问题建立了试验载荷优化处理的数学模型,模型为多任务目标的非线性规划优化模型,优化模型的目标函数综合考虑了弯矩、剪力和扭矩误差,并引入加权系数,以期针对不同部件调节弯、剪、扭误差所占比重。模型用MATLAB的Fmincon函数求解。该方法简化了全机疲劳试验载荷优化处理,并已成功应用于某型飞机全机疲劳试验中。     

基于磁流变原理的飞机起落架半主动最优控制?

分析了飞机起落架半主动控制原理,建立了半主动控制起落架力学模型,比较了半主动控制中磁流变和电流变减震器优缺点,采用常规状态反馈控制方法和线性二次型最优控制方法,对起落架系统进行设计,得到了半主动控制器,通过仿真软件分别对半主动状态反馈和最优控制起落架模型进行了数值.结果表明,半主动控制起落架能够有效降低飞机冲击载荷和振动响应,使飞机很快达到稳定,采用线性二次型半主动最优控制方法效果较好.     

大展弦比机翼试验载荷处理技术研究

全机静力试验中,机翼作为主要考核部位,其受载是否准确对试验结果具有重大意义。高空长航时飞机机翼一般展弦比较大,试验中其加载方向会随着机翼的变形发生变化,导致试验机受载与实际情况不同,试验结果不准确。为解决上述问题提出了一种针对大展弦比机翼试验载荷的处理技术,将原始载荷处理为试验载荷并进行修正。最后以某大型客机机翼为研究对象,对其载荷进行处理并应用,结果表明该处理方法满足试验要求,具有较高的精度,对同类问题具有很高的参考价值。     

基于误差控制的大展弦比机翼静强度试验载荷处理技术

全机静力试验中,机翼作为主要考核部位,其受载是否准确对试验结果具有重大意义。高空长航时飞机机翼一般展弦比较大,试验中其加载方向会随着机翼的变形发生变化,导致试验机受载与实际情况不同,试验结果不准确。为解决上述问题,提出了一种针对大展弦比机翼试验载荷的处理技术,将原始载荷处理为试验载荷并进行修正。最后以某大型客机机翼为研究对象,对其载荷进行处理并应用。结果表明该处理方法满足试验要求,具有较高的精度,对同类问题具有很高的参考价值。     

大型飞机全机静力试验静定支持与约束技术及其应用

全机静力试验中试验支持与约束方案贯穿整个试验过程,对试验是否能达到验证目的及顺利完成具有很大影响。通过研究提出了全机静力试验静定支持与约束方案设计方法,建立了静定支持与约束理论模型,研制了一套试验静定支持与双向约束装置;并成功应用于某型飞机全机静力试验中。试验中研制的支持与约束系统稳定,能够监控全机试验载荷施加情况,试验结果表明提出的支持与约束技术科学合理,满足试验要求,可为同类试验提供参考。     

舰载飞机着舰撞击载荷实测技术研究

针对国内飞机起落架载荷测量中普遍存在的静标动测问题,从理论和机理上分析了静标定的应变法实测动态载荷存在问题的原因。同时,考虑到舰载飞机因定点着舰方式遭受严重的动态载荷,重点研究了舰载飞机着舰撞击载荷的静标动测问题。通过动态落震试验模拟飞机着舰过程,根据测力平台的实测载荷分析,获取了应变法实测载荷精度受动态影响的程度,提出一种改进的惯性修正方法,即:通过落震试验数据辨识质量矩阵,通过辨识的质量矩阵和实测加速度修正应变法的实测载荷。试验结果表明,改进的惯性修正方法进一步提高了垂向载荷的测量精度,显著提高了航向和侧向载荷的实测精度。     

放宽静稳定性亚音速大型飞机重心范围设计准则

 对比分析了传统自然稳定与放宽静稳定性亚音速大型飞机操纵上的差异,研究了影响放宽静稳定性亚音速飞机重心范围设计的因素,提出了放宽静稳定性亚音速飞机重心范围设计准则,给出了不同影响因素下,平尾相对面积和重心之间的关系式.利用这种关系式,可以绘制出异于传统飞机重心范围设计的“剪刀图”.如果飞机的平尾相对面积给定,则可以很容易确定飞机的重心范围.为了说明所提放宽静稳定性亚音速飞机重心范围设计准则的可行性和可靠性,以某飞机为例,对设计准则进行验证性计算,对影响飞机重心边界确定的重要因素进行仿真分析,通过对计算结果的分析可知,起飞抬前轮和地面滑跑稳定性是影响放宽静稳定性亚音速飞机重心范围设计的主要因素,后期可通过调整起落架位置和设计巡航速度,充分利用性能最佳重心.     

一种基于检验载荷的自动选电桥方法

电桥选择在飞机结构载荷应变计测量方法中占有重要地位,直接关系着载荷测量的准确性。给出一种基于检验载荷的电桥选择方法,并将之应用于起落架载荷校准的应变计选择,并对其结果进行了分析。结果表明:该方法不但具有计算机自动选电桥的优点,而且还可保证所选载荷方程的精度;随着所选电桥个数的增多,预测误差有先减小,然后趋于平缓,最后增大的变化趋势。     

基于机器学习的飞机起落架着陆载荷预测模型

随着物联网、大数据技术的深入发展,一型装备交付部队的同时,往往需同步提供数字孪生模型以优化视情维护过程。论文基于某型号飞机试飞数据,提出一种将机器学习技术用于飞机起落架着陆载荷预测模型构建的方法。以某型号飞机飞行参数为输入,以传感器实测的左起落架垂向载荷为输出,经数据清洗和特征降维后,分别建立极端梯度提升（extreme gradient boosting, XGBoost）、随机森林（Random Forest）和多层前馈（back propagation, BP）神经网络模型,并对所建模型进行调优。经对比和评估,XGBoost模型具有最高的预测精度,对起落架载荷绝大多数样本的预测误差均保持在6%以内,同时建模时间少,泛化能力强,为起落架载荷预测最优模型。     

多连杆混联仿生腿式起落架设计与着陆实验研究

针对垂直起降飞行器对着陆场地的硬度及平整性要求高、传统起落架智能化程度低的问题,设计了一种基于多连杆混联机构的仿生腿式地形自适应起落架。本文首先针对单腿的设计构型进行驱动力矩分析与机构优化,在此基础上完成结构设计。其次基于设计构型提出了相应的驱动与运动控制算法,建立控制系统,并针对四腿机构进行着陆仿真。最后以多旋翼无人机为对象,设计了一套仿生起落架系统,与多旋翼无人机形成了整体的验证平台,实现地形识别-飞控-多腿控制融合设计,完成了搭建结构化地形的自适应着陆实验。研究结果表明,多连杆混联式仿生起落架设计方法可应用于垂直起降飞行器起落架的设计中,可完成设计载重的斜坡、台阶、凹凸地面等复杂地形的着陆,具备自适应着陆的能力。     

飞机起落架动力学建模及地面运动仿真

为足够真实地仿真飞机的地面运动,在不简化起落架结构形式和受力方式的基础上提出了一种适用于高时效性、高逼真度的起落架动力学建模方法.本文模型通过计算每个起落架的机轮触地点、缓冲器压缩行程和压缩速率、缓冲器受力及地面摩擦力,能得到所有起落架相对于飞机的力和力矩.将其与气动、发动机集成后,可模拟飞机任意状态下的地面运动.仿真结果表明:该起落架动力学模型可实现落震、转向、刹车等起落架基本功能,能有效反映飞机地面运动的真实特性.本文模型加载到带运动平台的飞行模拟器后,飞行模拟器可提供给飞行员逼真的起降感受.     

大倾角拉压垫加载系统设计与应用

对于全尺寸飞机静力试验,通常采用拉压垫技术施加压向载荷,以及胶布带-杠杆技术施加拉向载荷。由于两种技术之间换装复杂,因此对全尺寸飞机静力试验,换装周期长、试验成本高。为了提高试验效率、节约成本,融合两种加载技术,研制了胶布带拉压垫技术。大部分情况压向载荷沿飞机蒙皮法向方向,或者与法向方向成一定较小的角度。现有的胶布带拉压垫技术可满足试验需求;但对某型号全机静力试验某压载工况,载荷方向与机身蒙皮法向方向成较大角度,现有的胶布带拉压垫技术无法实施。对胶布带拉压垫技术进行分析,设计改进方案,实现大倾角拉压垫压载技术。将该技术应用到某型飞机压载试验中,经过数据分析,试验数据真实有效,为以后大倾角压载试验提供解决方法。