飞机座舱盖载荷谱编制应注意的几个问题

介绍了某型飞机座舱盖载荷谱编制中,采用包括飞行训练大纲和内厂、外场试飞大纲作为飞行剖面编制依据、以飞参数据作为温度载荷原始输入、温度计算以实测结果进行校对以及温度计算采用大气状态的几个应注意的问题。使座舱盖载荷谱更接近飞机使用的真实情况。     

直升机飞行使用任务剖面编制方法

包含直升机飞行状态的使用顺序和出现率的飞行使用任务剖面,是编制直升机低周疲劳寿命可靠性分析载荷谱和可靠性试验载荷谱的基本依据.在直升机型号研制过程中一般是先根据飞行谱和典型飞行科目用理论的方法编制任务剖面.本文较完整地介绍了一套可供借鉴的直升机任务剖面编制方法,提出了其应遵循的原则.为保证完成所占时间比例较小的飞行状态的基本时间,可将任务剖面的周期放大,使其包含若干个基本任务剖面周期.针对不同的使用目的,可按损伤等效的原则对其进行简化.本文结合实例作了讨论.     

发动机机动飞行类综合载荷谱研究

按照疲劳、蠕变以及热冲击损伤等效的原则 ,保证实测飞行载荷谱和综合载荷谱主要循环数、各功率状态持续时间以及主要功率状态的变化顺序相同 ,推导了某发动机机动飞行类综合载荷谱 ,为编制该发动机的加速任务试车谱提供了依据。首先根据空测结果对机动飞行任务剖面进行分类和飞行任务段的识别 ,然后统计发动机功率或转速的雨流计数循环以及各载荷状态持续的时间 ,并分析次循环对发动机造成的损伤情况 ,以决定取舍。将各机动飞行任务的同类任务段和同类载荷循环乘以任务混频后进行加权平均即得到机动飞行类综合载荷谱。最后根据发动机的高度—速度特性计算出发动机的工作参数谱     

飞机疲劳载荷谱代表起落选取方法研究

 飞机中值载荷谱编制用100个左右实测飞行起落小子样反映机队飞机使用情况,用结构当量寿命子样中值作为代表起落选取指标,用实测飞行小子样作为任务剖面代表起落选取基准。本文提出在用实测飞行准确测量结构飞行载荷的基础上,用累积损伤子样平均值作为选取代表起落的指标,用机队飞机外场实际使用飞行数据大子样作为代表起落选取的基准。分析和对比实验结果都表明,用本文方法选取代表起落编制的飞机疲劳载荷谱能真实反映机队飞机的平均使用情况。     

舰载机拦阻着舰载荷谱编制技术

舰载机舰面载荷谱是航母服役环境下飞机结构长寿命和耐久性设计的关键。依据舰载机在拦阻着舰过程中的舰面载荷特点，论述了现有编制方法的局限性，结合多体动力学仿真模型探讨了载荷谱编制的方案和流程，建立了拦阻着舰多体动力学运动方程和仿真模型，并进行了仿真计算。通过对舰载机飞行剖面以及拦阻着舰任务剖面特点分析，确定了飞机拦阻着舰任务段载荷谱的主要工况以及比例关系，编制出飞机拦阻着舰过程的重心谱，绘制出载荷谱超越曲线，为舰载机的设计载荷谱编制提供依据，具有较高的工程应用价值。     

飞机实际使用的比较损伤分布规律研究

利用在某型飞机载荷谱编制过程中提出的比较损伤计算方法,通过统计大量的外场飞参数据,分别按正态分布、对数正态分布和威布尔分布,研究了飞机在实际飞行使用过程中比较损伤的分布规律.研究结论对于飞机疲劳载荷谱的编制,提高结构疲劳试验,耐久性/伤容限分析的可靠度具有重要意义.     

小鹰-500飞机疲劳试验载荷谱的编制方法

针对小鹰500飞机的设计和使用特点，选用了FAA推荐的通用飞机实测载荷谱数据，按照民机的TWIST编谱原则编制出用重心过载表示的“飞-续-飞”随机疲劳试验载荷谱，用于小鹰-500飞机机翼疲劳试验，并参照国外文献中有关尾翼载荷谱的保守处理方法，采用了从重心载荷谱计算出配套平衡的平尾机动载荷，将其幅值放大1.2倍和频次放大3倍的做法，编制出了平尾疲劳试验载荷谱。     

基于飞行科目统计分析的严重谱编制方法

我国飞机的疲劳试验绝大多数采用均值谱,具有疲劳周期较长的缺陷,若采用载荷严重谱则可以大大缩短试验时间。为满足全机试验疲劳寿命评估的需要,响应国内外飞机强度规范的要求,以国内某教练机的起落数据为基础,将任务分析法与统计思想相结合,建立基于飞行科目统计分析的严重谱编制方法,整理和完善编谱流程,编制得到各飞行科目包含加权中值载荷谱,一倍标准差谱,两倍标准差谱,90%存活概率95%置信度的严重谱,以及所有科目的总严重谱。通过K-S检验方法验证了载荷损伤分布的合理性,并根据当量损伤计算的统计结果给出严重谱代表起落的选取方法。结果表明:此严重谱编制方法合理有效,得到的编谱结果符合严重谱特征,选出的代表起落能够代表各飞行科目不同严重程度的使用情况。     

飞机载荷谱编制的新方法研究

通过对国内外飞机平均载荷谱编制方法的研究,首先指出现有编谱方法存在的问题,最后给出一种以代表每种实测科目的中值寿命（或损伤）的起落进行编谱的新方法。按这种新方法编谱,可以保持实际飞行科目各动作间的真实先后顺序和各动作的真实载荷状态（载荷大小和作用位置,下同）,可以真实地反映出载荷作用顺序和真实载荷状态对寿命的影响,因此可以提高定寿的可靠性。本方法还可以大大简化编谱中的计数和计算,从而可以减少编谱的工作量,提高工作效率。     

TWIST编谱方法中阵风载荷谱形状相似准则的实现

1 引言 正如参考文献[1]所述,将某特定飞行段一个载荷块(一个载荷块中的飞行总次数等于nf/nb)的各级阵风离散载荷分配到该载荷块内各类飞行时必须满足文献[2]中提出的对数正态极值分布准则和阵风载荷谱形状相似准则.文献[1]已经详细论述了如何在工程实践中实现对数正态极值分布的问题,本文所要讨论的则是如何实现阵风载荷谱的形状相似.毋庸置疑,在运用TWIST方法编制飞续飞载荷谱时这一问题也是非解决不可的关键之一.     

一种过失速区飞行敏捷性评估方法的研究

在评估过失速机动飞行的敏捷性中，首先建立了具有过失速机动（ＰＳＴ）能力的战斗机Ｆ２的数学模型，对常规战斗机Ｆ１与ＰＳＴ战斗机Ｆ２的空战进行了数值仿真，计算了在两架战斗机中Ｆ２首先攻击时间（ｔ１）和攻击时间范围（ＴＷＩＦＥ）。结果表明，战斗机Ｆ２比Ｆ１更具有空中格斗优势，空战中发动机推力、迎角变化率、操纵规律和离轴发射角（μ０）等因素对战斗机过失速机动敏捷性有一定影响。     

Identification and standardization of maneuvers based upon operational flight data

To find a way of loads analysis from operational flight data for advanced aircraft,maneuver identification and standardization jobs are conducted in this paper. For thousands of sorties from one aircraft, after studying the flight attitude when performing actions, the start and end time of the maneuvers can be determined. According to those time points, various types of maneuvers during the flight are extracted in the form of multi-parameters time histories. By analyzing the numerical range and curve shape of those parameters, a characteristic data library is established to model all types of maneuvers. Based on this library, a computer procedure using pattern-recognition theory is programmed to conduct automatic maneuver identification with high accuracy. In that way, operational loads are classified according to maneuver type. For a group of identified maneuvers of the same type, after the processes of time normalization, trace shifting, as well as averaging and smoothing, the idealization standard time history of each maneuver type is established.Finally, the typical load statuses are determined successfully based on standard maneuvers. The proposed method of maneuver identification and standardization is able to derive operational loads effectively, and might be applied to monitoring loads in Individual Aircraft Tracking Program(IATP).     

柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究

以某歼击机为例,按《军用飞机强度和刚度规范》要求,重点介绍了考虑飞机结构柔性和非线性气动力特性、气动载荷分布的飞行载荷计算方法和计算结果,并对柔性飞机的非线性气动力特性和气动载荷分布对飞行载荷计算状态和严重载荷设计情况选取的影响进行了对比和分析,确定了飞机严重载荷设计情况和设计载荷,从而得出一些具有实际工程参考价值的结论。分析表明,所提出的飞行载荷计算方法合理有效,计算结果合理可信。     

机体结构AE信号的统计分析研究

对机体结构声发射数据的表征参数进行分析,建立了数据处理的统计模型,并运用该模型分析了某型飞机全机疲劳试验和某现役飞机随机机载声发射监测数据,提出了结构损伤判据,可供实际应用。     

Simulation of asymmetric landing and typical ground maneuvers for large transport aircraft

It is important to determine static and dynamic ground loads for the aircraft ground maneuvers accurately in the design phase. Simulation of the important operational cases is a better way compared to the tests on real aircraft to investigate these loads at a reasonable cost. In this paper, the simulation of an asymmetric landing case and typical ground maneuvers for large transport aircraft is presented. The aircraft models are built in the multibody simulation tool SIMPACK. The tire model implemented in SIMPACK includes lateral dynamics of the tire. Cornering, braked runs and pushback are simulated as typical ground maneuvers. For simulation of braking, a simple but effective Antilock Braking System (ABS) algorithm is implemented. The article is based on the work done in cooperation between DLR and Airbus in the Flexible Aircraft 2 project.     

双参数循环计数法及其简化原则

 载荷谱的编制是确定飞机结构疲劳寿命的重要一环,而计数法的选择和简化原则的确定又是编制歼击机使用载荷谱的两个突出问题。 七十年代初,荷兰宇航实验室提出了NLR法。这种方法从计数原理上看与应力应变迟滞回线一致,能真实地反映飞机所受的疲劳载荷,从简化原则上看,则是常均值简化原则。在此法基础上,我们提出了变均值和双波法简化原则。 本文通过实测和大量调研,给出了歼击机50飞行小时典型随机载荷历程,以此作为原始依据,用两种计数法和四种简化原则进行了载荷谱计算和相应的寿命估算。并且用六种不同的载荷谱做了成组对比试验,得到了令人满意的结果,验证了我们的理论分析,为今后歼击机载荷谱的编制在计数法和简化原则方面提供了依据。     

飞行载荷分析计算研究

介绍歼××飞机飞行载荷分析计算研究的一些内容,包括：飞行包线计算、机动过程计算、弹性修正、气动载荷和惯性载荷计算、全机平衡、控制面弯扭剪计算、载荷包线绘制和设计情况选取等十几个方面,井进行了分析。通过大量的计算结果和歼××飞机原设计载荷情况进行了比较,对今后如何贯彻和进一步研究《国军标》提出了一些看法。     

隐身技术对飞机作战效能影响研究

采用较完善的飞机，火控和武器系统模型以及详实的数据，应用分布式仿真原理的可视化仿真平台，进行了隐身飞机对实规第三代战斗机作战效能的仿真研究以及常规第三代战斗机采用隐身技术降低RCS指标后对作战效能的影响研究，仿真结果表明，未来的隐身飞机较常规第三代战斗机在 超视距作战中具有相当大的优势，第三代战斗机采用隐身技术降低RCS指标后可以提高其超视距作战能力。     

舰载机斜板滑跃起飞情况地面载荷

设置舰艏斜板以减少舰载机起飞滑跑距离、降低甲板风要求,从而实现无弹射系统情况下的短距起飞作业,这已在一些“蓝水”海军强国的航空母舰上得到了多年应用。给定航母起飞甲板长度和斜板曲线构型,飞机能否成功滑跃起飞取决于它的气动特性、最大起飞质量、发动机推力、出口速度和起落架强度。 本文提出了一种舰载机斜板滑跃起飞情况地面载荷的计算方法,也建立了完整的斜板曲线方程（曲线已经过飞机适配性优化）。文中还应用本方法计算了某双座多用途舰载教练机的滑跃起飞地面载荷。