共查询到10条相似文献,搜索用时 15 毫秒
1.
载荷谱的处理是一项约束条件多、难度大的优化过程。将整个优化过程分解为载荷分区、确定各分区典型分布、计算整体平衡及误差评估等4个主要部分,采用带约束最小二乘法,较好地解决了设计谱转化为试验实施谱这一飞机结构疲劳试验中的关键问题。 相似文献
2.
民机全机疲劳试验关系到适航取证和服役使用,为缩短疲劳试验时间,从载荷谱简化和试验过程提速两方面进行综合性加速技术研究。对细节疲劳额定值(DFR)法改进使之适用于全寿命区间后,基于改进DFR法提出了以损伤比为判断标准的载荷谱等损伤折算方法,通过小试验件验证了载荷谱简化方法的正确性,并将其应用于全机疲劳试验。载荷谱简化后各任务段的总循环次数大幅减少,采用简化谱的后机身试验损伤结果与原谱全机试验基本相同,说明了该方法适用于全机试验。在试验设计和实施阶段,提出了快速载荷处理的载荷整体平衡优化方法和缩短每循环加载时长的分段等速率加载优化方法,载荷处理结果误差均满足设计要求,优化后的平均每日起落数由48提高到90。 相似文献
3.
现代飞机结构设计,对全尺寸结构疲劳试验的技术及精确性要求也越来越高。正确施加疲劳载荷,尽可能准确地反映结构真实内力是至关重要的。国内的载荷优化分配研究尚处于初步研究及技术实施阶段。依据试验加载的试验条件和杠杆分配原理,按照主承力切面内力高精度控制原则,通过区域划分,疲劳试验载荷谱优化、加载点载荷等效及误差评估,来实现整个优化过程,并进行了程序开发。 相似文献
4.
5.
探讨了一种戴荷模拟和损伤当量相结疲劳试验载荷谱的编制方法,重点研究了以损伤当量化为依据的载荷和载荷状态简化的过程。 相似文献
6.
为验证某大型无人机主结构的疲劳寿命是否满足设计指标要求,探寻主结构的疲劳薄弱部位,为结构设计改进及制造工艺改进提供试验依据,进行全尺寸主结构耐久性试验。针对该型号无人机先进布局设计及结构设计所带来的试验机约束、载荷优化、载荷谱编制、精确加载等试验加载方面的难点,进行相关试验加载技术的对比与分析以及新技术的系列验证,由此提出大型无人机主结构耐久性试验的多功能支持夹具设计、无人机机体结构载荷优化、综合载荷与扣重的载荷谱协调编制、新型拉压垫弹性体应用、作动筒专用扣重装置设计等新的技术。经过该试验机半倍疲劳寿命的阶段性试验验证,可以表明各项技术合理可行,稳定可靠,确保了试验正常运行。 相似文献
7.
利用飞机定型试飞实测数据编制飞机载荷谱是一种新的编谱途径。简述了这种方法的合理性、可能性、技术关键及解决方法。提出了载荷谱起落形成的原则及方法,数据收集应注意的事项,数据的预处理及数据处理方法。最后以我国自行设计及研制的某战斗机为例,详细说明了定型试飞阶段载荷谱的编制过程及方法。 相似文献
8.
9.
复合材料蜂窝夹层结构随飞机起飞-巡航-降落过程中,反复经受内外压差载荷。为研究地空地压差载荷对复合材料蜂窝夹层结构中蒙皮和蜂窝之间胶接面分层扩展行为的影响,设计了可叠加压差疲劳载荷谱和压缩疲劳载荷谱的试验装置,对含预埋分层的复合材料蜂窝夹层平板开展了重复载荷试验研究,一组试验施加压缩疲劳载荷谱,另一组试验施加压缩疲劳载荷谱叠加地空地压差载荷谱。破坏试验件的剖切检查表明预埋分层沿垂直于压缩载荷方向在胶接层内扩展。在约80%极限载荷水平的压缩疲劳载荷谱下,分层初始经历一段缓慢扩展,达到一定程度后开始加速扩展直至破坏。叠加的压差载荷谱使分层扩展速率显著加快。基于试验构型的有限元仿真分析表明压差载荷作用下蒙皮与蜂窝之间的面外剥离应力是导致损伤扩展加快的主要原因。 相似文献