大型飞机主起落架连接区静力试验误差控制技术

主起落架作为飞机的重要部件,其基于全机的连接区静强度试验是飞机地面静强度试验必须的试验项目.试验中主起落架载荷大、变形大,该部位载荷施加的准确性会直接影响试验考核是否满足要求.为了提高该部位载荷施加准确性,提出基于全机约束点反馈的试验误差控制技术,通过分析全机约束点载荷误差的影响因素,筛选确定影响试验考核部位的载荷施加准确性的主要因素,并对主要因素进行优化处理.以某型飞机主起落架连接区为研究对象开展静力试验.结果表明,大型飞机主起落架连接区的试验误差控制技术可保证试验约束点反馈趋势与预期一致,试验误差控制达到了更高的水平且可靠性更高.飞机姿态主动控制及起落架随动加载等技术有效实现试验误差控制,提升了试验加载精度,可为同类试验提供参考.     

双垂尾结构随动加载试验技术研究

双垂尾结构静力试验可为验证强度计算方法以及结构设计合理性提供试验依据。为提高双垂尾结构静力试验加载的精度,本文提出了一种适用于双垂尾大变形静力试验的加载方法。采用主动反馈式随动加载技术和实时重量补偿技术,在试验中通过载荷与位移的主动反馈控制,来提高试验载荷施加的准确性,从而解决双垂尾结构大变形试验加载干涉的问题。试验中采用的随动加载技术,有效的避免了大变形加载设备与试验件干涉问题,降低了试验风险,取得了良好的试验结果。该技术的实现对其它此类结构的试验具有一定的借鉴作用。     

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。     

基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法

在某型飞机缝翼疲劳试验中,采用随动加载技术,实现在缝翼翼面打开角度变化时载荷随动施加,为了解决试验中摆臂式随动机构旋转角度与缝翼打开角度之间误差偏大的问题,本文通过研究该飞机5段缝翼随动机构的几何数学模型,结合试验载荷谱波形,得到作动筒位移与角度误差的关系,确定角度误差的来源,研究随动机构各参数和载荷谱对角度误差的影响,提出一种基于角度误差的缝翼随动加载技术改进方法,并通过试验验证,结果表明该方法可以有效减小角度误差,对未来活动翼面的随动机构设计和载荷谱选择具有指导意义。     

全机结构试验起落架随动加载技术研究

以提高起落架试验加载精度为目的,提出了一种适用于全机状态下起落架试验的随动加载方法;并设计了随动加载装置,进行了试验验证及实际应用。与传统加载方式相比,随动加载装置具有加载精度高、结构简单、安装方便的特点,有较高的工程应用价值。     

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。     

基于随动加载试验技术的双垂尾结构强度

双垂尾结构静力试验可为验证强度计算方法以及结构设计合理性提供试验依据。为提高双垂尾结构静力试验加载的精度,提出了一种适用于双垂尾大变形静力试验的加载方法。采用主动反馈式随动加载技术和实时重量补偿技术,在试验中通过载荷与位移的主动反馈控制来提高试验载荷施加的准确性,从而解决双垂尾结构大变形试验加载干涉的问题。试验中采用的随动加载技术,有效地避免了大变形加载设备与试验件干涉问题,降低了试验风险,取得了良好的试验结果。该技术的实现对其他此类结构的试验具有一定的借鉴作用。     

基于摆臂式随动加载技术的活动翼面功能试验及应用

活动翼面偏转过程中所承受的动态气动载荷大小随运动状态不断变化,方向始终垂直于翼面弦平面.为了真实模拟活动翼面运动过程中真实受载状态,活动翼面功能试验加载过程需与翼面收放过程/状态连续和同步,具有随动跟踪翼面运动的能力,且确保载荷动态垂直于翼面.为满足试验加载要求,提出了一种摆臂式随动加载技术,并设计了随动加载装置,然后通过模拟试验验证了新方法的可行性、有效性和实用性,最后将该技术应用于某型号襟缝翼耐久性试验中.数据分析表明,该加载方法满足试验要求.     

加载反力装置对桩基静载荷试验精度的影响

在桩基静载荷试验中，由于加载反力装置的原因使得对试桩沉降值的准确测定受到影响，进而影响到单桩极限承载力的正确取值，试验结果存在误差。为了从理论上获得这一误差值的大小，从而对试验精度有较为精确的估计，笔者分别具体分析了锚桩横梁反力装置和压重平台反力装置对试验的影响。并根据桩土位移协调理论，通过运用弹性力学的有关原理，在考虑测试桩为摩擦桩的条件下，解得了两种加载反力装置下的误差值。并得出结论，在满足我国规范要求的前提下，锚桩横梁反力装置的试验误差很小，能满足工程上对精度的要求，而压重平台反力装置的试验误差较小，试验时必须精密水准仪对试验过程进行监测。     

基于轨迹模拟的活动翼面随动加载技术及应用

开展结构强度试验中活动翼面随动加载技术研究,对于提高试验精度、确保试验顺利完成具有重要意义。活动翼面在偏转过程中载荷大小和方向不断变化,为满足试验加载要求,提出了一种全新的随动加载技术;然后设计了模拟试验验证了新方法的可行性、有效性和实用性;最后以某型号扰流板操纵灵活性验证试验为研究对象,采用全新的加载方法,顺利完成了试验,表明了该加载方法满足试验要求。研究结果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。     

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。     

无杆飞机牵引车牵引力检测方法

为了获得无杆飞机牵引车牵引飞机前起落架时牵引力大小值,提出了在飞机前起落架受力形变处粘贴应变片的检测方法,根据A320飞机前起落架结构及受载特点建立有限元模型,针对无杆飞机牵引车牵引、顶推飞机直线运动工况进行静力学仿真,选出对弯矩敏感且受力集中的阻力前撑杆为应变测量部位,并采用特定全桥组桥方式进行优化布置,提高响应输出量且温度补偿,在载荷校准试验中,使用已标定过的传统牵引杆牵引、顶推飞机,试验结果表明:应变输出响应特性良好,通过对校准数据的分析,建立前起落架阻力前撑杆载荷与牵引力大小的函数关系,在无杆飞机牵引车实测试验中,利用校准系数换算间接得到符合直线运动工况变化规律的牵引力大小值.     

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。     

飞机起落架位置误差计算与分析

针对飞机维护资料中仅给出收放机构转动副间隙许可值而未给出起落架位置误差许可值,致使日常维护中无法对起落架性能进行评估的状况,首先建立理想状态的起落架位置方程,其次对收放机构进行静力分析,最后基于连续接触模型,建立起落架位置误差计算模型。将该计算模型应用于某型飞机上,计算得出了起落架位置误差许可值,分析了转动副间隙对起落架位置误差的影响特征。工程应用情况表明,计算模型正确,其计算与分析结果可用于建立一种起落架性能评估和维护的新方法。     

多轮荷载作用下的高模量沥青道面力学响应特性

飞机起落架多轮荷载作用下,道面内部应力应变等力学响应将产生叠加与干涉。本文针对高模量沥青机场道面,通过ABAQUS有限元软件开展道面结构力学响应计算,分析飞机多轮荷载对道面力学响应敏感性,研究高模量沥青混合料在机场道面中的应用效果。结果表明：在飞机主起落架的六轮荷载作用下,道面结构层中产生的应力与路表弯沉的峰值最大,且道面的疲劳寿命最小,在进行道面结构计算与材料组成设计时,应以六轮荷载作为最不利荷载工况;机轮荷载分布的对称性越强,结构内应力与路表弯沉的峰值点位置越靠近荷载包围区域中心;沥青道面变形有一定的时间滞后,卸载后路表弯沉不能立即恢复并存在残余变形,且主起落架轮数越多,滞后时间越长,保留的残余变形越大;中面层采用的高模量沥青混合料可降低道面各层拉应力、压应力、剪应力的应力水平,进而有效地减少机场沥青道面轮辙与疲劳开裂。     

两级星型五分支传动静态均载分析

为分析两级星型五分支传动系统的均载问题,根据该系统构成功率流动闭环的特点,推导扭转角变形协调条件,结合力矩平衡条件,运用当量啮合误差理论,建立静态条件下的均载力学分析模型,求解得到均载系数,分析制造误差、安装误差、构件浮动对均载特性的影响。结果表明：太阳轮、内齿圈、星轮的误差单独影响均载特性时,内齿圈的误差影响最大,各构件制造误差影响的均载系数随时间做周期变化;太阳轮基于花键间隙浮动和内齿圈径向浮动,改善了均载特性,通过试验验证了理论分析的正确性。