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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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现代飞机舵面大多采用主动式余度作动系统。这种系统固有的力纷争现象,导致传统的基于原位载荷校准试验的飞机结构载荷测量方法,不再适用于现代飞机操纵舵面铰链力矩飞行测量。提出了一种基于离位载荷校准试验和原位载荷验证试验的飞机舵面铰链力矩测量方法,建立了相应的载荷测量模型,分析确定了铰链力矩测量精准度的影响因素,给出了可能引起的系统误差的验证和修正方法,形成了主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量流程。通过多型飞机舵面铰链力矩测量试飞,验证了该方法的可行性和有效性;提高了飞机舵面铰链力矩测量的精准度,为飞机舵面设计载荷验证与优化提供了可靠的实测载荷;得到了飞机舵面各作动机构的载荷分配,实现了飞机舵面作动系统力纷争的飞行监测,确保了飞行安全。 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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为了更准确预测后悬架扭力梁疲劳寿命,对后扭力梁轴头载荷时间历程进行了动态仿真和试验验证。采用多体动态仿真软件ADAMS建立了虚拟样机模型,运用扫频技术得到系统的传递函数,以样车道路实测悬架弹簧垂向位移为参考,利用反求迭代法获得了轴头载荷的时间历程,并通过台架试验对其准确性进行验证,结合部件的S-N疲劳特性曲线,采用准静态法和PalmgrenMiner线性累计损伤法对后扭力梁结构的疲劳寿命进行了预测。结果表明,后扭力梁结构最低寿命为76.4周,而较低寿命区位于横梁中间固定垫片的焊点处,并与实际相符。通过获得的后扭力梁轴头的载荷信息,可以准确地预测结构疲劳寿命,对结构载荷的迭代仿真和寿命预测具有一定的工程应用价值。 相似文献
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李俊 《空军工程大学学报(自然科学版)》2022,23(1):64-69
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。 相似文献
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为了能够在大型飞机模型撞击混凝土靶体试验中准确预估冲击载荷,建立了小尺寸的圆筒结构冲击载荷的测试系统.测得了圆筒结构的减加速度时程曲线,结合线密度分布,理论计算得到冲击载荷时程曲线,与试验所测冲击载荷对比,验证理论计算方法的正确性,并在此基础上确定理论计算公式修正系数. 相似文献
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多轮多支柱飞机地面转弯时起落架各个支柱的载荷确定与分配的设计方法均具有不确定性。基于弹性轮胎理论和前三点式起落架转弯运动模型,建立了一种多轮多支柱起落架的地面转弯运动模型,分析起落架单个支柱的侧向载荷和垂向载荷分配规律,结合稳定转弯条件,得到极限转弯时的严酷受载起落架支柱;使用应变法实测得到的起落架载荷对分析结果进行验证,建立两种试验策略下的起落架侧向载荷和垂向载荷预测模型,预测极限转弯时的起落架载荷,最后用实测载荷对预测结果进行验证。结果表明:地面转弯时,主起落架前、后支柱的侧向载荷方向相反且量值较大,中支柱侧向载荷较小;主起落架各个支柱垂向载荷的分配与缓冲支柱填充刚度成正比,且外侧起落架的分配比例会增大;载荷分析方法与预测模型准确,可有效减小飞机地面极限转弯试验风险。 相似文献
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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. 相似文献
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介绍了飞行器舵机电动加载测试系统,论述了该系统的基本组成和工作原理.这种加载方式能够模拟和舵偏角成任意函数关系非线性的扭矩信号,弥补弹簧扭杆加载方式和电液加载方式的不足.对飞行器舵机电动加载系统进行了理论上的分析和研究,建立了电动加载系统的数学模型,进行了仿真分析.仿真研究结果表明这种新型的加载方案是可行的. 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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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。 相似文献
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针对某型飞机腹鳍为轻质复合材料结构,受结构和所处位置的限制,无法采用传统贴胶布带或用卡板加载标定方式的问题,设计并实现基于负压真空原理的标定试验加载系统,并利用有限元技术对加载装置进行可靠性分析,完成了此结构部件的加载标定试验,试验结果表明此加载系统安全可靠,对结构部件不会在造成任何损伤,为结构部件的载荷谱实测标定试验提供了一种新的加载标定方法。 相似文献