复杂结构飞行器的飞行载荷建模方法研究

复杂结构飞行器的传统飞行载荷建模方法存在误差大、效率低的问题。考虑电桥指标及载荷方程指标对载荷模型的综合影响,提出一种飞行载荷改进建模方法,以多梁多墙结构为例,基于某型机机翼地面载荷校准试验数据建立载荷模型,将改进方法与传统方法计算的弯矩及剪力进行对比,结合试飞数据对改进方法所得模型进行验证。结果表明：该飞行载荷改进建模方法适用于复杂结构飞行器载荷建模,处理地面试验数据时能够提升载荷模型的精度和迭代稳定度,所得载荷模型可以用于飞行载荷测量及安全监控。     

飞机外挂物飞行载荷测量技术

主要阐述了采用外挂物测力天平对飞机外挂物飞行载荷进行测量的技术，重点介绍了PL－8测力天平模拟弹的结构，测力天平的原理以及飞行试验方法和试飞结果，最后对实测的飞行载荷进行了简单分析。     

飞行试验抖振载荷统计技术

随着现代飞机使用要求的不断提高,飞机抖振问题越发突出.在借鉴F/A-18和F/A-22等飞机抖振载荷试飞的基础上,分析、归纳了抖振载荷试飞方法和测量方法,并利用功率谱密度法、统计学方法对某型运输机抖振载荷数据进行了分析研究.结果表明,这些方法在飞机抖振载荷研究方面具有较好的应用价值.     

飞机结构疲劳试验载荷优化分配

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。     

飞机结构疲劳试验载荷处理的工程优化

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。     

用操纵面激振X—31A飞机的颤振飞行试验

Ｘ－３１Ａ的颤振试飞采用了各主操纵面来激振０．１￣１００Ｈｚ范围内的各种结构模态。这些操纵面受颤振控制系统控制，该系统与飞机的数字式电传操纵系统相连接。本文描述了颤振激励系统的特性和使用，其中包括：控制盒、运用的几种操纵面、与控制系统之接口的框图、该系统的正弦扫描、恒频及脉冲能力、振荡频率与时间的关系以及典型的操纵面转动幅度和相位角与时间的关系。简要叙述了批准的飞行包线、监控的实时遥测参数以及采用     

飞机结构疲劳试验载荷的优化设计

提出用对载荷误差求极值的方法实现最小误差控制的试验载荷计算,并通过精度加权系数综合控制误差的合理分配,完成试验载荷的优化设计。该方法已经应用于某型飞机疲劳试验的试验载荷计算,为该机全尺寸疲劳试验的成功奠定了基础。     

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。     

飞行载荷参数识别方法研究

介绍了飞行载荷参数识别方法的基本原理。基于飞行载荷与飞行参数之间存在着相关性,通过专门的飞行试验实测载荷和参数,利用回归技术建立载荷与参数之间的经验关系,将飞行测量的参数转换成飞机结构部件上的载荷。还介绍了把该方法使用于Ｆ－７尾翼载荷和Ｆ－６操纵面铰链力矩导数的参数识别的研究实例,并对其进行了相应的评述。研究结果表明了这种方法的可行性、可靠性及实用价值。     

飞机结构部件飞行载荷估算方法研究

介绍一种考虑飞机各部件间相互影响（干扰）的气动载荷估算方法。把该方法用于估算全动平尾的飞行载荷,并用它估算了Ｆ－７全动平尾在对称机动情况下的飞行载荷,且与飞行实侧载荷作了比较。结果表明,估算和实测载荷相差１０％左右。这种估算方法,在飞机设计阶段,可用于估算飞机其它部件（机翼、垂尾等）飞行载荷。     

飞机飞行载荷试飞意外超载因素分析及应对

飞机飞行载荷试飞是验证飞机结构强度、刚度满足强度规范及研制要求必不可少的技术环节。通过对飞机飞行载荷试飞方法及执行模式的讨论,分别研究了试飞典型试验点选取、载荷测量系统误差、飞机飞行特性误差等关键因素,对飞机意外超载现象的影响。最后结合试飞工作,提出了合理规划飞行试验点,完成飞机严重载荷状态预计,制定超载允差门槛值等试飞风险应对预案等方法,为新机载荷试飞安全提供更为有力的保障。     

飞机全动式鸭翼载荷飞行测量技术

根据现代鸭式飞机结构特点及载荷飞行实测要求,提出了在鸭翼大轴外缘选择一个剖面进行测载应变计改装的方法,并采用不同侧应变计以特定方式组成惠斯通电桥,以达到某种应变电桥只对与其对应的载荷敏感,而对其他载荷响应较小的目的,从应变响应上对鸭翼的弯矩、扭矩和剪力载荷进行机械解耦。在载荷校准试验中,左右鸭翼同时对称向上施加校准载荷,利用飞机重量和后机身托架即可平衡加载载荷引起的飞机移动和转动,不需要对飞机进行复杂的约束和固定。通过对校准试验数据的分析,采用多元线性回归方法,建立了鸭翼载荷模型,并对载荷模型进行了验证。选取典型试飞状态,对各种机动情况下鸭翼实测飞行载荷进行了分析研究,给出了鸭翼主要的严重受载状态。