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针对某型飞机全机主操纵系统疲劳试验与机体疲劳试验在同一架飞机上同时进行的有关问题进行了讨论,并就全机主操纵系统与机体疲劳同试时的联调测试及试验监控分析方法确定进行了阐述.联调测试和系统疲劳试验结果表明:全机主操纵系统与机体两项独立的疲劳试验可以同时进行;系统疲劳试验所用的监控分析方法实用有效. 相似文献
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《飞机设计》2020,(2)
本文对飞机主操纵系统疲劳定寿以及所涉及与机体疲劳同试的全机主操纵系统疲劳试验方案制定、基于操纵载荷及操纵位移实测数据的动态及静态疲劳试验载荷谱编制、疲劳试验验证、零组件拆检、系统寿命计算、外场故障统计、问题分析处理以及疲劳寿命评定等内容进行了阐述。同时,对系统疲劳定寿的相关问题进行了分析和讨论,说明实施飞机主操纵系统疲劳试验验证、系统疲劳定寿,以及其寿命评定,应涉及系统疲劳和静态性能2个方面,这样,不仅可以真实考核或验证飞机主操纵系统零组件及其支持件的疲劳性能、带有寿命指标要求的系统静态性能,而且实际有效地暴露操纵系统疲劳设计的薄弱部位及薄弱环节。由此,有针对性地进行系统设计改进、补充和完善现有飞机维护规程及相关条款,能够进一步保障外场飞机的正常使用和飞行操纵安全。 相似文献
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针对飞机全机主操纵系统疲劳试验载荷谱中小操纵位移频次影响问题进行了分析和讨论,确定了某机全机主操纵系统小操纵位移频次的级别。同时,在原某机全机主操纵系统疲劳试验载荷谱的基础上再次对其小操纵位移频次进行了计算,去掉了这一级别以下对全机主操纵系统疲劳试验无影响的小操纵位移频次,从而完善了主操纵系统疲劳试验载荷谱。另外,对小操纵位移频次问题研究结果在其全机主操纵系统疲劳试验中的实施效果进行了阐述。 相似文献
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在更换新型油箱密封材料后,为有效验证其密封可靠性,需要进行疲劳密封试验。因此设计了一个疲劳密封试验系统,通过自动充放压装置,配合数据采集和显示记录系统,实现了高精度、自动化的疲劳密封试验过程。 相似文献
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针对某机全机主操纵系统疲劳试验中动态操纵情况下的应变测量以及试验载荷监控问题进行了分析和讨论,并对基于应变测量数据分析的操纵系统疲劳试验载荷监控方法的确定及其应用效果进行了阐述。在操纵系统疲劳试验过程中的实际监控结果表明,该方法对副翼/平尾/方向舵操纵系统多种试验状态下的试验载荷监控实用有效。 相似文献
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为了模拟航空发动机工作典型状况,研究高低周复合疲劳对某型一级压气机叶片疲劳性能的影响,设计了高低周复合疲劳试验系统,进行了复合疲劳试验,振动试验及仿真分析;确定了叶片一阶振动频率为1530Hz,得出复合疲劳试验较纯低周加载缩短叶片寿命的作用高达586%。通过分析中值S N曲线和P S N曲线, S N曲线拟合系数高达099。通过对复合疲劳试验后的叶片断口进行分析,叶片断口的宏观和微观性状均出现了明显的疲劳源、高周扩展区、低周扩展区以及瞬断区,找到了叶片的断裂经历了高低周复合疲劳作用形成的明显特征区,最后说明了复合疲劳试验系统设计的合理性和可行性。 相似文献
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针对目前飞机主操纵系统疲劳试验的有关问题进行了探讨,并对某型飞机全机主操纵系统疲劳试验方案的制定和实施进行了阐述。 相似文献
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针对某机全机主操纵系统疲劳试验中的载荷监控问题进行了分析和讨论,并就基于操纵载荷/位移实时加载曲线最大值及控制点初值数据分析的主操纵系统疲劳试验载荷监控方法制定及实施进行了阐述。在操纵系统疲劳试验过程中的实际监控结果表明:该方法对副翼/平尾/方向舵操纵系统多种试验状态下的试验载荷监控实用有效。 相似文献
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针对弹片的热机械疲劳(TMF)试验要求,采用机械设计技术、机电技术、冷却技术、计算机技术和数据采集技术,提出了压力载荷和热载荷的加载方法,建立了2种载荷5个试验件的并联试验控制系统,并设计了弹片热机械疲劳试验器。试验结果表明:该系统能够同时模拟服役环境下弹片的压力载荷和热载荷。利用该试验系统进行了弹片的热机械疲劳试验,试验结果再现了弹片在服役状态下的失效模式。试验系统具有良好的重复度、较高的加载频率和加载精度。压力载荷最大相对误差为2.4%,绝对误差小于0.5N。温度载荷最大相对误差为3.55%,最大绝对误差为3.89℃。 相似文献
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寿命系数定寿的原理和方法 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对疲劳载荷谱损伤值的研究,发现金属材料的疲劳寿命与疲劳试验载荷谱损伤值成线性关系,即金属材料的疲劳寿命随疲劳试验载荷谱的轻重成线性关系。由此规律推导出寿命系数,通过寿命系数可以降低全尺构件的疲劳试验时间。根据已有的疲劳试验数据研究的寿命系数值显示,在平均谱(疲劳损伤值为50%)基础上加重至58.33%损伤谱可降低全尺寸疲劳试验时间11%,75%损伤谱可降低36%,91.5%损伤谱可降低51%。由此得出:为了减少全尺疲劳试验时间,可以用加重载荷谱进行全尺寸疲劳试验,获得重谱下的寿命,再利用样件的寿命系数将其还原到平均谱下的平均寿命,然后用规范规定的疲劳分散系数除以平均寿命,给出使用寿命。这样既实现了减少疲劳试验时间的目的,又不违背规范规定的疲劳分散数值,使飞机定寿既经济又可靠。 相似文献
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郑晓辉郭腾飞余圣晖 《民用飞机设计与研究》2014,(3):15-20
前缘缝翼、襟翼活动面及其支承结构的疲劳试验是民用飞机取证前要开展的一项重要工作。在试验中采用主动驱动和随动加载方法加载,不仅能缩小试验规模,同时可提高试验精度。国内某型机采用此技术成功进行了前缘缝翼、襟翼及其悬挂结构的疲劳试验。从试验件及其支承设计、系统构成和载荷与运行三方面,介绍了一种适用于大中型固定翼飞机前缘缝翼和襟翼的疲劳试验技术。 相似文献
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针对某型燃油调节器壳体裂纹故障提出一种分析定位方法。通过实物质量分析、光谱分析和ANSYS结构强度仿真,排除材料缺陷和设计缺陷,将故障问题逐渐收敛定位于外部载荷环境的影响,结合断口和疲劳试验载荷谱利用裂纹疲劳弧线反推分析萌生裂纹机理,采用列表梯形法计算出壳体裂纹萌生寿命,将故障分析定位在高周疲劳试验区间。根据高周疲劳寿命试验数据进行频谱扫描,分析高周疲劳试车中发动机转速频率特性、燃油调节器固有频率,并统计试车累计工作时间。结果表明:外部激励频率与燃油调节器的固有频率存在频率上的重合导致了共振失效。为燃油调节器裂纹故障的分析定位提供了思路和方法,可为航空发动机控制体系的发展与研究提供技术支持。 相似文献
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某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验 总被引:3,自引:2,他引:1
以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。 相似文献
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直升机主桨毂支臂疲劳试验技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
支臂是直升机球柔性桨毂中的典型复杂动部件,疲劳破坏为主要的失效模式.结合某直升机支臂疲劳试验,介绍了试验方案设计、试验实施方案设计及试验数据分析等内容和方法.考虑支臂结构及载荷和组合试验的特点,疲劳试验载荷的比例以模拟载荷分布为原则、以打样设计载荷为手段确定,载荷大小根据试验件的疲劳能力、寿命考核要求、各破坏部位和模式匹配考核确定;试验采取整体试验和局部考核相结合的方法,设计了由支臂和模拟桨叶组成的双铰支梁式支臂整体疲劳试验实施模型;试验监测数据分析有力地保证了试验的有效性. 相似文献