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中国飞机强度研究所振动研究室主要从事飞机结构最新动力学分析方法和动强度试验技术研究。该室由六个专业组组成,拥有40名技术人员,其中工程师10名,高级工程师19名,研究员4名。各专业组情况如下。 相似文献
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涉及双模态应力响应谱的振动疲劳寿命估算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍一种适用于双模态应力谱密度函数的振动疲劳寿命估计方法.即‘bi-modal’方法.并住此基础上提出一种简化方法。数字算例证实,该简化方法较原方法有更好的精度,且适用范围更广。 相似文献
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基于激振力矢量优化和虚拟验证技术,提出了一种飞机地面振动试验的相位共振和相位分离一体化方法。具有密集模态的法宇航GARTEUR飞机模型实验应用证明了这一方法的有效性。本项研究对于改进复杂飞机机体结构的模态识别质量和效率具有重要工程意义。 相似文献
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C919飞机全机静力试验技术 总被引:2,自引:2,他引:2
介绍了C919大型客机全机静力试验的目的及任务需求,分析了试验特点和难点。从试验飞机支持、试验加载及控制、试验测量及监控、损伤检测及状态监测等方面制定了总体技术实现方案,验证结果表明试验系统可靠,技术实现方案满足任务要求。试验中采用了多项创新技术:试验综合加载平台设计技术优化了多系统集成,加快了试验准备速度,降低了试验准备风险;约束点误差转移控制技术将约束部位误差转移至非重点考核部位,提高了关键考核区域试验精度;机身双层地板双向加载技术优化了机身加载及扣重设计,改善了局部载荷的加载精度。技术成果为后续型号试验提供了较高参考价值。 相似文献
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为了研究2024-T42铝合金平板的弹道毁伤特性,利用一级空气炮装置进行25.4mm球形钢弹垂直撞击2024-T42铝合金平板实验,得到铝板在钢弹侵彻下的损伤特性和弹道极限速度,之后基于LS-DYNA有限元软件对钢弹撞击过程进行仿真分析,并详细分析了钢弹撞击过程中铝板的损伤和变形。实验和仿真结果表明:5mm厚2024-T42铝合金平板在直径25.4mm球形钢弹撞击作用下的弹道极限速度为151.7m/s;钢弹侵彻过程中铝板发生局部剪切冲塞破坏和开裂损伤;钢弹初速度大于弹道极限速度,钢弹动能损失基本不变,钢弹初速度小于弹道极限速度,钢弹动能损失随初速度减小而减少。 相似文献
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地面试验是目前验证飞机结构性能和品质最重要的手段,全机地面静强度试验载荷高、变形大,飞机结构有可能发生非预期破坏,试验系统也存在意外故障风险,这些对试验设计与实施带来巨大挑战。对飞机结构静强度虚拟试验技术进行了系统研究,建立了试验物理系统数字化、结构力学行为虚拟化及试验过程虚拟物理融合化技术,形成了物理与虚拟试验双线并行、互动融合新模式。将虚拟试验技术在大型飞机全机静强度试验中进行了应用,飞机变形误差1%,应变误差小于10%,有效提升了全机静力试验的可靠性和安全性,缩短了试验周期,为飞机研制发挥了重要作用。 相似文献
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壁板试验是飞机积木式验证过程中的重要组成部分,但由于壁板结构的复杂受力,在进行壁板性能试验时需综合考虑实际载荷形式与边界约束,而复杂载荷试验技术是模拟飞机壁板结构真实受力与支持状态的重要手段。国内外研究人员和机构开展了大量的壁板试验技术和试验装置的研究与研发工作,有效地降低了试验验证成本、缩短了飞机研制周期,有利支撑了飞机结构的设计与验证工作。本文从民用飞机壁板结构受力状态分析出发,分别对国内外飞机壁板复杂载荷试验技术进行了综述和分析,主要包括平直壁板的压剪复合试验技术、曲板剪切/气密及轴向拉/压等复合载荷试验技术,以及联合载荷施加过程中的防耦合、防干涉等问题,同时评述了各类试验装置载荷施加方法及其优缺点,重点对代表壁板试验技术先进水平的三套曲板试验装置进行了分析和评述。最后对飞机壁板复杂载荷试验技术的发展现状做了总结和展望。 相似文献
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针对高超声速飞行器飞行过程中颤振边界变动范围大、试验测试难的问题,本文开展了考虑气动热效应的翼面结构地面颤振试验技术研究。首先基于工程法对结构所受的气动加热进行了分析,在此基础上开展了结构的热颤振特性评估并作为地面颤振试验结果的参考标准。考虑实际飞行中结构温升效应影响,建立了基于多工况点的气动力综合优化降阶算法,确保了整个温升过程的气动力模拟的精度。通过建立基于模糊逻辑比例、积分和微分(Proportional integral derivative,PID)控制的多点协调控制系统,实现了温升过程中时变系统的激振力控制器设计。最终搭建了地面颤振试验系统,按照典型飞行状态对结构的热颤振特性进行了测试,试验测试结果与仿真结果对比相对误差约10%。 相似文献
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对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行。实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态。测试迎角范围10°~35°,风速4m/s。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与前期双垂尾抖振实验获得的模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关。从而得出结论:边条涡破裂是引起边条翼布局双垂尾抖振的主要原因。 相似文献
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基于计算机视觉的裂纹自动识别算法在飞机全尺寸疲劳试验中具有较好的工程应用前景。但由于飞机结构构型多样、疲劳试验环境复杂,直接应用现有的目标检测算法会存在较高的误判率。因此,提出一种基于关键部位状态对比的裂纹识别方法,以人脸识别模型FaceNet为基础,利用对比机制消除结构表面纹理、划痕等干扰因素的影响,并通过对裂纹数据结构和特征分布规律的分析,对FaceNet模型的样本生成规则、网络架构和损失函数进行了适应性改进。该方法具有对裂纹敏感、对图像质量要求低的特点。在疲劳试验环境中,该方法对长度为0.2~5 mm裂纹的检测准确率为97.6%,相较于现有方法优势明显。 相似文献