基于静气弹修正的亚音速大展弦比 飞机疲劳载荷计算研究

本文介绍了一种基于静气弹修正的亚音速大展弦比飞机飞行情况疲劳载荷计算方法,该方法以线弹性变形理论为基础,采用了改进的二元升力线理论计算了翼面的气动力,并在风洞试验数据的基础上计算了刚性飞机压力分布的刚性影响,同时借助于线叠加原理对飞机各部件载荷分布加以确定。通过飞机载荷谱飞行实测数据以验证载荷计算结果,证明本文所使用疲劳载荷计算方法有着相对的高精确度。     

一种老龄飞机疲劳（耐久性）延寿试验周期的确定方法

针对老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验中存在的问题,提出了一种老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验周期的确定方法。在3种不同情况下对延寿试验机疲劳(耐久性)试验载荷谱的选取进行了分析;根据服役飞机的实际飞行情况,按等损伤原则对服役飞机的总当量飞行小时数进行了计算;以飞机疲劳寿命母体分布为基础,通过数值仿真方法对老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命疲劳分散系数进行了分析,并确定了老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验周期;最后通过算例分析证明了方法的可行性。     

飞机机体模型撞击混凝土靶体动力学行为研究

飞机撞击混凝土建筑物的撞击过程中,机体和发动机的撞击可以分开考虑.机体结构在强轴向冲击情况下会发生包括高度非线性的变形、断裂和飞散等的渐进撞毁现象,这些物理现象主要会影响冲击载荷的时间历程.本研究采用显式有限元方法对飞机机体模型撞击载荷试验进行了的动力学模拟,模拟中机体采用了Johnson Cook材料模型和失效模型.计算得到的飞机尾部减加速度曲线、靶体上承受的冲击载荷时间曲线与试验测量和Riera理论计算结果均具有较好的一致性,说明研究采用的计算方法和材料模型及参数是合理的,可用于后续的大型民用客机撞击载荷的数值模拟,也证明了Riera理论模型的实用性.     

MA600F后机身疲劳试验加速技术研究

民用飞机为取得型号合格证，按照适航规章必须进行全机疲劳试验，而在常规试验技术下，新一代涡桨支线飞机MA600F后机身疲劳试验周期过长、且费用消耗高，将影响到适航取证和服役使用。开展MA600F后机身疲劳试验加速研究，可尽早取得适航许可以投入商用，同时为设计和制造工艺的优化改进提供支撑，具有产生巨大经济价值和提升试验技术的重要意义。根据后机身疲劳试验加载情况设计了一体化自平衡加载框架，以快速完成安装、维护和巡检，并进行了有限元校核。结合细节疲劳额定值（DFR）法和线性损伤累积理论建立了等损伤折算的载荷谱简化方法，并提出了一种基于非线性规划的载荷整体平衡优化方法。将上述加速方法先后应用于小试验件和MA600F后机身疲劳试验，小试验件的循环次数减少了约98%，寿命结果处于合理范围内；后机身加速试验在15000起落出现了裂纹损伤，与全机常规试验25000起落的损伤结果基本相同。     

疲劳剩余寿合分布的当量关系及可靠性计算方法

通过大量试验分析了两级载荷作用下疲劳寿命分布参数的变化规律，研究了非恒幅循环载荷下的疲劳强度可靠性问题的特点及计算方法。通过对疲劳过程中剩 余寿命分布规律的分析和研究，针对程序载荷作用下疲劳过程的物理本质，提出了一个以载荷循环数－疲劳寿命干涉模型为基础，以“损伤等效原则”计算不同载荷水平之间的当量循环次数，并充分考虑不同载荷历史下剩余寿命分布参数的变化的疲劳可靠性计算方法。     

包络线法模拟随机载荷对裂纹扩展的影响

本文对桥梁、船舶、飞机等结构所受随机载荷的包络线模拟方法、以及在模拟载荷和删除小载荷振幅后的载荷作用下疲劳裂纹扩展规律进行了探讨，提出了适用于微型计算机的随机载荷实时模拟方法。     

随机疲劳载荷谱加重对单裂纹扩展寿命的影响

疲劳载荷谱加重已成为加速试验的重要研究内容;它对单裂纹扩展影响的研究很有价值。以Paris裂纹扩展模型为基础,进行理论推导。提出了单裂纹在加重谱作用下裂纹扩展寿命的估算方法,分别是基于循环次数的次估算法和基于谱块数的块估算法。利用原始载荷谱的试验结果分别计算得到加重谱下的两种估算结果,设计试验对估算结果进行验证,证明了方法的可行性。研究结果可作为加快全尺寸飞机结构疲劳试验的参考。     

疲劳载荷谱加重对单裂纹扩展影响研究

疲劳载荷谱加重已成为加速试验的重要研究内容,它对单裂纹扩展影响的研究很有价值。以Paris裂纹扩展模型为基础,进行理论推导,提出了单裂纹在加重谱作用下裂纹扩展寿命的估算方法,分别是基于循环次数的次估算法和基于谱块数的块估算法;利用原始载荷谱的试验结果分别计算得到加重谱下的两种估算结果,设计试验对估算结果进行验证,证明了方法的可行性。研究结果可作为加快全尺寸飞机结构疲劳试验的参考。     

模糊可靠性疲劳寿命的分析与计算

针对随机栽荷下构件疲劳寿命预估中的可靠性问题，在模糊累积损伤疲劳寿命计算模型的基础上，根据恒幅疲劳寿命的分布及试验参数，依可靠性理论，导出了恒幅载荷下构件的可靠度工作寿命的数学方程，从而建立了承受随机载荷的构件的模糊可靠度疲劳寿命计算模型，同时还导出了传统累积损伤计算方法下可靠度疲劳寿命计算模型。采用这两种模型，通过实测载荷谱，对构件的可靠度疲劳寿命进行了预估，并与实际安全寿命进行比较。结果表明，所建立的模糊可靠度疲劳寿命计算模型预估的安全寿命与实际安全寿命相当吻合，相对误差仅为2．12％，传统可靠度疲劳寿命计算模型的预估误差为99．27％。     

抽油机悬点最小载荷计算偏差对抽油杆柱受力状况评价的影响

抽油杆承受交变载荷,而交变载荷往往造成材料的疲劳损坏,杆柱的疲劳寿命与变载循环次数和变载幅度直接相关。因此,同一变载循环中最大及最小载荷的计算结果正确与否对杆柱疲劳分析有很大影响。对几种常用的载荷计算方法,包括：考虑液柱惯性力的Kemler Emory方法,未考虑液柱惯性力的Mills方法,API RP 11L中的推荐作法和考虑抽油杆自由纵振产生振动载荷的算法等进行分析限发现,各种方法对最小载荷的计算结果偏差过大,这会对抽油杆柱的力学分析赞成影响。根据载荷计算结果进一步探讨了抽油杆柱疲劳极限问题。     

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。     

飞机声疲劳裂纹扩展的分析方法研究

随着近年来各种大型、超高速飞行器的加速研制,发动机噪声越来越高,随之而来的结构声疲劳问题也越来越引起人们的重视。作为一种非常规的高周低应力振动疲劳问题,声疲劳裂纹扩展的处理是一项工程难题。分析了声疲劳裂纹扩展问题的主要技术难点,改进了虚拟裂纹闭合法(VCCT),并将其应用到某飞机结构声疲劳问题中,对某飞机结构在噪声载荷作用下的裂纹扩展情况进行了计算。结果表明,改进后的VCCT方法合理可行,具有一定的工程应用价值。不过由于材料在随机振动载荷作用下的裂纹扩展参数与静态(或准静态)下会有所差异,故对于分析中使用的材料参数,应该进行静-动转换或者通过专门的动态试验来测得。     

试验与服役数据融合的飞机结构安全寿命分析

针对飞机结构安全寿命分析中样本容量偏少的问题,综合考虑结构分散性和载荷分散性的飞机结构疲劳寿命是否服从对数正态分布或威布尔分布的情况,根据等损伤原理,将服役飞机实际飞行小时数等效转化为在同一试验载荷谱下的当量飞行小时数,以实现飞机结构试验疲劳寿命与服役使用数据的融合,采用随机右截尾情形下的极大似然估计方法估算疲劳寿命分布函数的参数,进行飞机结构安全寿命分析;最后以飞机结构疲劳寿命服从对数正态分布为例进行了算例分析,分析结果表明:在相同的可靠度和置信水平下,利用试验数据与服役使用数据融合方法可以显著增大样本容量,从而充分挖掘飞机结构可靠性的储备。     

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。     

基于道面响应的飞机荷载作用次数计算方法

对力学-经验法道面结构设计中的飞机交通荷载分析方法进行研究,探讨荷载重复作用次数的计算方法.以Monismith提出的通用铺面设计概念为基础,结合道面结构的疲劳开裂和轮辙损坏模式,分别推导荷载重复作用次数的分析方法.针对疲劳开裂分析,详细给出了单轴单轮的应力和应变重复作用次数计算公式;并根据实际的多轴起落架,建议了考虑多轴影响的荷载重复作用次数分析方法;结合A380等复杂起落架构型,提出了适应新一代大型飞机复杂起落架的荷载重复作用次数计算方法.对于轮辙分析,柔性道面的荷载重复作用次数计算方法与疲劳分析类似;半刚性道面的荷载重复作用次数计算方法可结合飞机轮载的最大通过位置和总荷载时间综合确定.     

复合材料构件气动载荷响应主动控制技术研究

飞机由于高频涡流的作用，局部复合材料构件承受面外脉动冲击载荷，产生累积疲劳损伤。本文采用１３型压电片粘贴在复合材料构件表面，测量构件在交变气动载荷下的应变，应用自适应振动前馈控制原理，施工加电压主动控制压电驱动器的变形，实现对复合材料构件的应用变驱动，     

飞机强度试验大曲率弧形曲面结构加载技术及其应用

飞机结构中,大曲率弧形曲面结构是一类重要的结构部件,如机翼前缘、缝翼、整流罩等.在飞机结构强度试验中,针对此类结构加载的研究较少,现有加载方式难以满足试验拉压双向载荷加载要求.因此,提出一种采用新型胶布带拉压垫—杠杆系统的加载技术,采用特殊设计的胶布带形式,适应大曲率弧形曲面结构特点,并通过仿真计算研究填充橡胶块厚度对载荷传递均匀性的影响,得到满足试验需求的合适厚度尺寸,从而实现大曲率弧形曲面结构双向加载.通过试验验证上述加载技术在加载精度、疲劳性能、抗拉强度及压载稳定性方面均满足要求,并成功应用于某型号襟缝翼疲劳试验中,结果表明该加载技术能够准备、高效地实现大曲率弧形曲面结构双向载荷的施加,缩短试验周期,加快试验进度.     

基于改进遗传算法的航空器载重平衡

为优化研究航空公司所遇到的飞机载重平衡问题,建立了以业载量最大和重心偏移量最小的多目标载重平衡模型,考虑了单舱位限重、多舱位限重、重心限制等约束,运用遗传算法对模型求解,为加快算法寻优能力和加快收敛速度,在普通遗传算法的基础上添加了进化逆转操作算子。最后运用波音757-200F作仿真优化实例,计算结果显示业载量平均可达21 281kg,重心偏移量平均为2.31%MAC,验证了模型的有效性和合理性。     

基于弹簧系统的飞机结构扣重技术

飞机强度验证试验中，为保证集中大质量结构扣重的准确性，提高卸压安全性，基于弹簧系统提出了一种新的飞机结构扣重技术。解决了作动器扣重方式卸压后扣重载荷消失以及反配重扣重方式摩擦力使扣重量值不够准确两项技术难点问题。通过验证试验对该扣重装置进行测试，结果表明：弹簧刚度数据与设计预期吻合良好；试验状态，载荷施加正常；卸压时刻，试验载荷和扣重载荷转换平稳；停机状态，扣重载荷施加准确。成功应用于某型飞机疲劳试验发动机假件扣重，实现了飞机集中大质量结构试验状态和停机状态的准确扣重，同时降低了卸压瞬间载荷冲击。     

飞机结构载荷测量应变电桥热输出修正方法

针对近年来在飞机结构载荷测量飞行试验过程中发现的结构温度对载荷测量结果影响的问题,在分析载荷测量应变电桥热输出产生的原因和机理基础上,提出一种基于多项式拟合的应变电桥热输出分析和修正方法。通过地面温度试验验证了该方法的有效性,并利用该方法对多型飞机结构载荷飞行试验实测结果进行修正,取得了良好的修正效果,有效地提高了载荷测量的精准度。研究成果为飞机结构载荷测量应变电桥热输出修正提供了适用的理论依据和工程方法,对飞机结构载荷飞行试验验证起到了重要的支撑作用。