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。     

对称机动机翼飞行载荷处理方法研究

开展精确的飞行载荷测量方法研究以及深入分析获得结构受载规律,对于飞机结构设计及其改进具有非常重要的意义。基于此,本文介绍了一种机翼飞行载荷数据处理方法,通过该方法可计算获得整个飞行包线内的结构载荷规律,同时以某型飞机机翼飞行载荷实测结果对该方法进行了验证,并对其应用结果进行了探讨。     

后掠机翼跨音速静气动弹性特性研究

后掠机翼在飞行过程中受气动载荷影响,其机翼将产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机性能和飞行安全,不能将此种机翼当作传统的刚性机翼加以弹性修正的方法进行分析。针对这种弹性后掠机翼,应用发展的非结构动网格生成方法,以Euler方程为控制方程,耦合结构静平衡方程,采用结构影响系数法,对中等展弦比、大展弦比后掠机翼的气动力载荷和结构变形进行了求解,并对结果进行了分析。     

基于载荷设计的电动飞机复合材料机翼结构优化方法及试验验证

基于柔度法静气弹分析方法,对电动飞机复合材料机翼考虑气动弹性载荷的结构优化方法进行研究。以考虑翼型弯度的涡格法计算机翼气动载荷,并与CFD计算结果进行对比,验证其准确性。使用遗传算法对机翼结构进行铺层优化,以铺层度及铺层角度百分比为优化变量,结构重量最低为优化目标,强度及复合材料工艺性作为设计约束,对机翼结构进行优化,计算强度时考虑气动弹性载荷。最后通过静力试验验证仿真结果的准确性。研究表明直机翼考虑气动弹性载荷后翼根弯矩、剪力及扭矩均有增加,基于该优化方法可设计合适的机翼结构刚度,在满足强度设计要求同时能达到减重目的。     

基于气动弹性载荷的电动飞机复合材料机翼结构优化及试验验证

基于柔度法静气弹分析方法,对电动飞机复合材料机翼考虑气动弹性载荷的结构优化方法进行研究。以考虑翼型弯度的涡格法计算机翼气动载荷,并与计算流体力学(CFD)计算结果进行对比,验证其准确性。使用遗传算法对机翼结构进行铺层优化,以铺层度及铺层角度百分比为优化变量,结构质量最低为优化目标,强度及复合材料工艺性作为设计约束,对机翼结构进行优化,计算强度时考虑气动弹性载荷。最后通过静力试验验证仿真结果的准确性。研究表明直机翼考虑气动弹性载荷后翼根弯矩、剪力及扭矩均有增加,基于该优化方法可设计合适的机翼结构刚度,在满足强度设计要求同时能达到减重目的。     

基于支持向量机的机翼载荷模型研究

在利用多元线性回归理论确定飞机机翼标定试验的载荷-应变关系时,对试验数据的精度和容量要求较高,针对这一问题,提出了一种基于支持向量机的机翼载荷确定方法。采用某型飞机机翼地面标定试验数据和飞行实测数据进行实例验证,结果显示两种载荷模型获得的载荷-时间历程整体上较为一致,支持向量机载荷模型的校验误差小于多元线性回归模型,表明支持向量机可作为获取机翼载荷的一个更加有效的手段。     

碳纤维布增强二次受力RC构件轴拉计算方法

结合在役钢筋混凝土受拉构件承载力不足的特点,推导了碳纤维布增强二次受力钢筋混凝土构件轴心受拉计算表达式,探讨了预加载程度、持载程度和构件开裂载荷、极限载荷之间的定量关系,并进行了8根碳纤维布增强二次受力钢筋混凝土构件轴心抗拉性能试验研究,分析预加载程度、持载程度对构件开裂载荷和极限载荷的影响.结果表明,粘贴碳纤维布可以有效地提高二次受力钢筋混凝土轴心受拉构件极限承载力.所提表达式与试验数据有较好的一致性,可供实际工程设计参考,并对二次受力钢筋混凝土轴心受拉加固具有理论指导意义和工程应用价值.     

大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法

将大展弦比飞机机翼简化为变截面悬臂梁结构。基于线性叠加原理,将变截面梁划分为n段,推导出梁挠度的计算方程。根据机翼实际尺寸,并考虑机翼自重和外挂载荷建立变截面梁模型,将梁划分为5段、10段、20段计算梁的挠度。利用ANSYS有限元软件中几何非线性迭代方法,分析变截面梁受均布载荷时的变形。理论计算结果和有限元仿真结果吻合,验证了该计算方法的有效性。为计算大展弦比飞机实际飞行过程中机翼实时弯曲变形,在机翼上布置应变计并进行地面标定试验,得到载荷与应变之间的关系方程和机翼各段的弯曲刚度。通过采集飞行实测应变数据,结合标定方程将机翼各测试切面应变-时间历程转化为载荷-时间历程,再利用挠度计算方程计算机翼的实时弯曲变形情况。为大展弦比飞机飞行过程中机翼变形测试提供了一种工程测试途径。     

基于Ansys Workbench的副翼接头地面载荷标定试验方法研究

利用Ansys Workbench软件建立了某无人机副翼接头、连接螺杆的有限元模型并合理设置模型的边界条件,模拟真实受载情况分别添加法向、负航向标定载荷并求解。副翼接头地面载荷标定试验参考有限元计算结果,选择合理的贴片位置,测试电桥采用全桥接法。每个方向进行三次加载试验,得到线性、重复性均良好的试验数据。使用最小二乘法拟合载荷、电桥输出曲线,得到法向、负航向的载荷方程。使用构造几何路径,将有限元计算结果映射到贴片路径上,得到贴片区域有限元模拟的应变电桥输出值,比较地面载荷标定试验的电桥输出值,两者数值非常接近。说明有限元模拟试验、地面载荷标定试验均成功、准确;有限元模拟试验可以为地面物理试验提供可靠有效的参考。     

基于UMARC的大展弦比机翼空气动力建模方法

将旋翼气动建模思想引入大展弦比固定翼,对旋翼飞行器UMARC理论中直升机旋翼空气动力建模方法进行适当改进,建立适应机翼较大变形情况下的空气动力学模型。将大展弦比机翼描述为Bernoulii-Euler梁形式,利用机翼大变形前后坐标系转换关系,推导得到变形后坐标系下机翼任意截面瞬时空气速度并最终建立空气动力载荷模型。利用模型计算机翼气动弹性静平衡位置,经与已有文献结果对比,表明此模型建立方法准确、有效;将UMARC理论移植到大展弦比机翼思想可行;并具较高工程应用前景。     

多孔腹板在谱载下的疲劳寿命分析

运用有限元方法对开多个孔的某型飞机翼大梁肋间腹板进行了应力分析，在考虑孔间影响的基础上确定了多孔腹板的应力集中系数。并根据该型飞机重心载荷谱确定了机翼载荷谱，对低载下的σmax-N曲线和εeq-Nf进行当量修正，然后用名应力法和局部应力应变法分别计算了其疲劳寿命，并对不同载荷级别下疲劳损伤进行了比较和分析。     

变压心飞行载荷校准试验方法研究

校准试验是应变电桥法测量飞行载荷的关键环节。为模拟真实飞行时气动载荷压心随飞机机动而连续变化的特性，提出一种可变压心的载荷校准试验方法，对全机平衡和约束载荷进行计算分析，利用多点协调加载系统应用于某型飞机的机翼载荷校准试验。使用变压心加载工况对载荷模型进行验证，明确压心变化引起的误差，通过调整建模工况的压心分布对模型进行优化，机翼根剖面弯矩载荷模型适用范围为17%～90%,模型精度由5.54%提高到2.36%。优化后的载荷模型测得的纵向机动飞行载荷左、右机翼对称，压心变化在验证范围内，测量结果合理可靠。     

基于神经网络的机翼结构载荷模型建立方法

建立以飞行参数为变量的机翼结构载荷模型是飞行安全监控及飞机疲劳寿命估算的重要技术基础.首先将机翼燃油质量对其结构载荷的影响分离,在此基础上依据飞机结构载荷与飞行参数间的相关性,通过相关分析结合主成分分析的方法确定了低维数且互不相关的建模参数,并采用高斯-伯努利受限玻尔兹曼机预训练的BP神经网络方法实现了模型建立.以飞机跨音速俯仰机动为例,建立了机翼某测载剖面剪力模型,模型验证结果表明,预训练可有效降低模型初始误差,提升建模效率及精度.     

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.     

飞机结构静力试验中杠杆系统的载荷配重

针对初教六机翼结构静强度试验中所遇到的三级杠杆系统的配重计算问题,采用力矩法编写计算程序,加载时需考虑机翼自重和杠杆系统自重,使用VB语言在Visual Studio平台下编写程序,将各加载点载荷等效至作动筒,由计算机系统控制作动筒同步协调加载,每级载荷数值经程序计算,极大地提高了载荷配重计算效率。     

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。     

多轮多支柱起落架地面转弯载荷分析与预测

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。     

基于动态剩余S-N曲线的线性疲劳寿命预测模型

为估算结构在变幅载荷下的疲劳寿命,在动态剩余S-N曲线的基础上,结合材料的退化规律,对材料受载过程中的累积疲劳损伤进行了量化,提出了一种预测变幅载荷下线性疲劳损伤预测模型。根据热轧16Mn钢和20Cr2Ni4A标准圆柱齿轮多级载荷下疲劳寿命试验数据,对提出模型的疲劳寿命预测能力进行了验证。结果表明：基于强度退化的线性疲劳寿命预测模型相对传统Miner法则和材料记忆退化累积模型的预测结果更接近试验结果,具有较高的预测精度。     

机翼载荷传递结构的质量估算

为了在机翼设计的初始阶段,给出比较准确的结构质量估算,在承载因子的基础上,结合变满应力理论与有限元技术,提出了一种采用承载因子系数进行质量估算的方法,并给出了其在桁条蒙皮式机翼结构中的应用方案.以5种外形相同但内部载荷传递结构不同的三角机翼为例,质量估算结果表明:在机翼设计的初始阶段,此方法不仅可以估算和比较不同承载结构方案的效率,同时也能预测出其相对更为准确的结构质量.     

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。