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在战斗机的设计与研制过程中,结构强度始终是一个重点关注的问题。疲劳强度决定了飞机的安全性、耐久性和可靠性等重要指标。全机疲劳试验是验证飞机结构疲劳强度是否满足设计要求的重要手段。本文介绍了国内外全机疲劳试验技术的发展现状,综合分析了我国的全机疲劳试验技术;总结了新型战斗机全机疲劳试验技术成果,包含试验载荷谱、载荷边界模拟、动力系统、数据处理、损伤检测和监测等多个方面,并给出了全机疲劳试验技术的发展规划和建议。该研究可为其他飞机疲劳试验提供重要的技术支撑。 相似文献
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A型飞机机翼主梁结构的使用寿命研究 总被引:1,自引:0,他引:1
确定A型飞机机翼主梁结构的使用寿命,是保证A型飞机使用安全的关系。通过对全机第一关键危险部位-机翼主梁下凸缘第2螺栓孔部位的寿命估算、模拟件疲劳对比试验、模拟件耐久性试验,全机疲劳试验,经过综合分析研究,得到A型飞机机翼主梁结构的使用寿命满足3000飞行小时的结合。这一结论为全机使用寿命的确定奠定了基础。而全机使用寿命的确定是A型飞机生产定型的重要依据,也是对现役A型飞机进行维护及大修的重要依据。 相似文献
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《民用飞机设计与研究》2012,(3):I0001-I0001
2012年9月21日晚。在中国民用航空局(CAAC)审查代表和美国联邦航空局(FAA)影子审查代表的现场目击下,ARJ21-700飞机全机地面应急撤离试验圆满完成。ARJ21-700飞机全机地面应急撤离试验是一项综合性的大型试验,涉及总体布局、结构内饰、舱门.航电等多个专业。 相似文献
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新一代战斗机全机地面强度试验技术 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了全机地面强度试验及验证要求,分析了试验的新问题和新挑战。通过试验顶层规划,采用全新设计模式、先进的加载技术,从试验的边界条件、综合平台、动力系统、测量与控制、损伤检测与监测等方面制定了总体技术方案。研究并应用了全硬式单侧双向加载技术、试验综合平台设计技术、试验边界条件模拟技术、动力系统设计技术等多项新技术,提高了设计效率、加快了试验实施速度、提升了试验安全性和可靠性。这些新技术在新一代战斗机多架次全机静力/疲劳试验中成功应用,结果表明各试验系统安全、可靠,达到了试验要求和预期试验目标,实现了全机地面强度试验技术的跨越式进步,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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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
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介绍了某飞机全机低速颤模型的设计和试验技术问题。该模型具有尺度比大,外挂构型数目多,以及全机的刚度和质,惯量特性(含操纵面)全模拟的特点,另外,全机模型悬挂系统的设计采用了比较简单的结构形式,既可以方便地升降模型,改变模型试验攻角,又满足了试验对支持系统的要求,采用了先进的实时监控系统和数据处理技术,确保了试验顺利进行。 相似文献
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目前国内飞机结构疲劳耐久性评定通常采用规范谱和飞机典型设计任务剖面相结合来编制疲劳试验载荷谱,对全机完整结构进行考核,这将耗费巨大的成本和周期,也因此全机疲劳试验成为型号机体结构设计验证最后以及最复杂的一环。对于以经济性为主要研制要求的正常类飞机,为了推进型号研制工作和取证进度,需要缩减全机疲劳试验的成本和周期。在CA42型飞机适航取证的全机疲劳试验工作中,依据FAA认可的规范谱编制了疲劳试验谱,将疲劳考核目标由整机结构调整为机体主要承力结构,并相应简化了全机疲劳试验载荷加载方式,形成了一种高效的全机疲劳试验方法。通过该方法,CA42飞机全机疲劳试验仅耗时两月,试验成本主要为工时,有效的推进了适航取证工作,并缩减了研制成本。 相似文献
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《民用飞机设计与研究》2010,(3):I0001-I0002
2010年6月28日,ARJ21-700飞机全机稳定俯仰(2.5G)情况极限载荷静力试验在西安阎良圆满完成。图为ARJ21-700飞机进行全机稳定俯仰(2.5G)情况极限载荷静力试验 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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有限元分析现已成为飞行器设计的重要工具,若要提高有限元仿真的准确性,需要对有限元模型进行必要的修正。以某型直升机全机静力试验有限元模型为研究对象,基于静力试验实测的应变值,进行变量参敏度分析和模型优化,针对全机试验测点多、模型自由度大的特点,提出适用于验证全机模型的相关性算法;基于该算法,应用某一工况下的试验结果,对全机有限元模型的部分参数进行修正,得到与试验结果符合较好的模型参数结果;应用其他工况的结果对修正后的模型进行验证,结果表明:其他工况下修正后模型的计算结果与试验值也很接近,证明了该相关性算法和全机模型修正及验证方法的可行性和有效性。 相似文献
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根据轻小型薄壁结构飞机重量轻、蒙皮薄、框架少的特点,在LE-500飞机全机静力试验中先后采用两种不同的试验机支持方案完成了全部试验。在后机身处支持进行前机身、机翼、襟翼、起落架和发动机架等试验;在起落架接地点处支持进行6框以后的机身和垂尾等试验。试验中对飞机分布点载荷的施加,对配平载荷的施加,对试验件支持夹具的设计及加载控制等方面都采取了新的尝试,为今后轻小型薄壁结构飞机的全机静力试验打下了良好的基础。 相似文献
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航空航天科学技术研究院于1989年1月6日~9日在西安召开了“歼八全机疲劳试验鉴定会”。到会30多位专家、学者对629所和601所向会议提交的全部技术报告进行审查并最后顺利通过了部级鉴性。 歼八全机疲劳试验从1980年开始到1988年完成,由629所与601所承担,是目前国内规模最大、技术难度最高的全机疲劳实验项目。 相似文献
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大型民用飞机全机系统地面综合验证试验平台研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空科学技术》2015,(8)
由于大型民用飞机采用了多种新理念、新功能和新技术,给机载系统综合验证增加了复杂性和难度。为了提高机载系统综合验证能力,从全机地面综合试验验证具体需求出发,借鉴国内外飞机系统集成验证经验,提出了桌面仿真、硬件在环实时仿真与物理试验一体化的全机系统地面试验验证平台方案,详细研究了机载系统试验件、硬件在环实时仿真、测试设备与驱动设备、综合试验管理系统等技术方案和特殊要求,为进行实际工程合理、有效的全机系统地面综合验证试验提供技术参考。 相似文献
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大型运输机全机静力试验总体规划与实施研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《航空科学技术》2015,(10)
通过对大型运输机全机静力试验的总结和分析,对大型运输机全机静力试验的试验目标、试验任务规划、验证思路、试验机要求等方面进行探索研究,提出了大型运输机在试验规划及实施过程中重点关注问题的解决途径,可为相关试验的设计和实施提供参考。 相似文献