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飞机结构强度试验中拉压垫加载技术研究 总被引:4,自引:3,他引:1
随着飞机结构中新结构、新材料的大量应用,飞机结构强度试验对无损检测、加载速率提出了很高的要求。传统加载方式如胶布带、卡板等难以满足试验要求,因此,提出了一种采用拉压垫进行结构强度试验加载的方法。首先根据双向加载的要求对拉压垫结构进行了针对性设计,然后研究了拉压垫的材料选择、拉压垫制作和粘贴工艺规程的制定、拉压垫疲劳老化性能,并采用拉压垫加载技术进行了试验验证和实际应用。实际应用结果证明:结构强度试验中,采用拉压垫加载技术能够准确、高效的完成多加载节点拉压双向载荷的施加,便于结构的无损检测,能够显著的缩短试验准备周期,加快试验加载速率。 相似文献
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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。 相似文献
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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。 相似文献
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结构强度试验中真空吸盘技术研究与应用 总被引:2,自引:1,他引:1
在航空结构强度试验中通常采用的试验方法有胶布带、拉压垫及卡板加载方式。对于有些结构和试验要求有特殊性的项目,应用传统加载方式难以满足试验要求或存在较大试验实施风险。对比现有的试验加载方式特点和新的试验要求之间的矛盾,提出了一种应用真空吸盘进行结构强度试验加载的方法。对真空吸盘的工作原理进行分析、对多种吸盘进行在典型航空结构件上的静力性能测试,总结真空吸盘试验加载的特点。介绍了真空吸盘加载技术的研究及其在EC175/Z15平尾疲劳试验中的应用。对真空吸盘加载技术的系统构成、设计和试验实施过程中的相关问题进行了分析。应用实践证明真空吸盘加载技术具有安装实施方便、可靠、高效、安全,且具有无损检测便利性。 相似文献
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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。 相似文献
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《四川理工学院学报(自然科学版)》2017,(2):32-36
某主起落架结构在设计初期的疲劳试验中暴露出撑杆接头为疲劳薄弱部位,不能满足飞机寿命的要求,需要对撑杆接头进行结构改进设计。运用MSC.Fatigue疲劳寿命分析软件,以设计初期的撑杆接头疲劳试验寿命为基础,对材料的S-N曲线进行适当修正得到零构件的S-N曲线,然后运用"类比法",对改进后的撑杆接头采用起落架实测载荷谱进行疲劳寿命分析。这种零构件寿命分析方法计算结果可靠性较高,分析后认为改进的撑杆接头能够满足飞机寿命的要求,在后期的主起落架疲劳试验中改进设计的撑杆接头通过了疲劳试验验证。 相似文献
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针对S45C钢进行了一系列拉压载荷与扭转载荷不同加载顺序疲劳试验,用以考察载荷的改变对损伤和寿命的影响.试验结果表明,先拉压后扭转载荷下失效时的损伤值大于1,先扭转后拉压载荷下失效时的损伤值多数小于1,载荷模式和应力水平共同影响着失效时的损伤值.采用线性损伤律、双线性损伤律、损伤曲线方法和Morrow的非线性损伤律进行了寿命预测.从预测结果的比较看,各模型均具有过于安全的预测趋向. 相似文献
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大型飞机主起落架连接区静力试验误差控制技术 总被引:1,自引:0,他引:1
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. 相似文献
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为了查找装载机结构件应力薄弱部位,优化结构设计、提高疲劳寿命,采用电液伺服技术和可编程逻辑控制器(PLC)控制技术设计一套专门测试结构件疲劳强度的试验系统.该系统采用整机正面加侧面的加载方案,由触摸屏和PLC控制器远程控制2个伺服液压缸动作以模拟结构件受载,可实现24 h无人值守试验,适用于各种型号装载机结构件的疲劳试验.试验结果表明:该试验机运转平稳,可靠性高. 相似文献
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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。 相似文献
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以试验测得的X80钢高温性能参数为基础建立了曲面对焊结构仿真模型,并进行了试验验证,研究了曲面外径、曲面壁厚和焊缝宽度等尺寸效应对曲面对接焊缝残余应力分布的影响规律。结果表明:曲面外径、曲面壁厚和焊缝宽度的变化均会对曲面对接焊缝残余应力的分布规律产生影响;随着曲面径向截面面积的增大,焊趾处径向残余拉应力逐渐增大,残余压应力峰值逐渐减小;曲面径向截面面积和焊缝宽度的增加,均会引起焊趾处残余拉应力峰值的增大并导致曲面对焊结构中焊接残余应力水平的升高,降低结构整体的耐腐蚀性能和疲劳性能;在选用曲面壁厚小于4 mm的曲面结构进行工程设计时,焊接残余应力分布对壁厚的变化十分敏感,极易导致结构内部残余拉应力的增大并产生应力集中区域。 相似文献
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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。 相似文献