飞机结构静强度虚拟试验技术要求研究

通过分析飞机结构静强度虚拟试验国内外发展现状,结合国内开展的静强度虚拟试验经验,从虚拟试验的试验流程、模型建立、数据分析、结果评估等技术要求进行了研究,总结了飞机结构静强度虚拟试验的一般要求和详细要求,可供有关人员参考。     

MSC.SimManager环境下飞机结构静强度虚拟试验流程管理

飞机结构的研制及改进、改型,均须经过试验来验证结构的强度性能以及所用分析方法和工具的正确性.在试验验证的飞机设计过程中,常常要进行大量材料、元件、组件、部件以及全尺寸飞机结构强度的试验,而大量的物理试验也是造成目前飞机研制成本高、周期长的主要原因之一.     

飞机结构静强度试验载荷等效方法应用

比较讨论了将气动网点载荷等效为加载点载荷的传统方法及其优缺点，给出了多点挑等效方法的力学原理和算法，并在小鹰500飞机全机静强度试验载荷等效中得到实际应用。     

飞机结构静强度试验支持方案的确定

飞机结构试验是一个复杂的系统工程。飞机的支持方案是贯穿于整个试验过程的重要环节,它规定了试验件的支持状态,决定了试验结果的质量。本文通过对型号试验支持方案的进展历程和目前的发展动向的介绍,阐述了飞机结构试验支持方案制订的过程和考虑要素。     

复合材料飞机结构强度设计和验证的特点

结合军用飞机结构强度规范修订，概述了复合材料飞机结构设计规范的演变，并基于过去20多年参与复合材料结构设计的经验教训和美国最新的军用飞机设计规范，从材料和工艺、设计许用值、静强度、耐久性、损伤容限和结构验证试验等几方面分别阐述了复合材料结构强度设计和验证要点及与金属结构的差别。     

飞机结构强度试飞测试技术应用研究

以某飞机结构强度测试为例，简介了飞机结构强度的测试方法，对目前所采用的有关应变的测试进行了比较，说明了各种测量方法如何在工程实践上进行应用。特别是针对目前应变测量中所预见的各种问题进行了分析，并提出了自己的意见和建议。     

飞机强度试验中的FBC加载控制技术

FBC(Feedback-Based Command)加载控制技术是飞机强度试验中用于运动机构加载的一种新型控制技术，在实现方法上与一般控制技术的主要区别在于其控制指令的来源不同。从FBC加载控制通道的定义、指令表的生成、试验谱的建立及FBC控制通道的调零、校准与调试等方面介绍了该项技术在Aero-90试验控制系统上的实现方法。     

现代飞机系统虚拟试验验证技术发展研究

以飞机系统虚拟试验验证过程为背景,对虚拟试验验证技术的概念和内涵进行了介绍,对虚拟试验验证应用系统的体系结构进行了详细说明,在此基础上介绍了虚拟试验验证的典型应用和发展前景。     

张力场在N5A飞机结构强度设计中的应用

以薄板剪切失稳后张力场的理论计算公式和大量的试验数据为基础，从工程实际结构出发，建立了工程上实用的、半经验的薄板失稳后的张力场计算数学模型。利用FORTRAN语言编制了张力场计算程序，并运用该程序计算了N5A飞机机翼蒙皮和梁腹板先稳后的张力场。     

全尺寸飞机结构试验技术

全尺寸飞机结构试验是以对真实的飞机结构施加外载的方式,模拟其在使用中可能遇到的受载情况。通过测量飞机的响应,核对其设计是否达到要求,检验飞机是否安全可靠。全尺寸飞机结构试验作为一种传统的、可靠的验证手段,一直占据着不可替代的重要位置。本文结合飞机结构试验技术的发展,对全尺寸飞机结构试验相关技术进行了分析。     

考虑工效学的飞机维修性虚拟分析与验证

从预防人为差错的需求入手,以目前航空部门普遍采用的CATIA或DELMIA软件为平台,介绍了在非沉浸式虚拟环境下考虑人为因素的维修性分析与验证基本流程;阐述了虚拟环境中进行可达性与可视性分析、干涉和碰撞分析、维修姿态分析、维修动作体力分析的定性与定量方法。通过实例初步证明了利用虚拟人进行人类工效学模拟与验证是实现飞机维修性并行优化设计的有效方法。     

飞机电气线路互联系统仿真及试验验证技术

为了验证电气互联系统设计的准则和规范,对电气线路互联系统在设计研发阶段需要开展的仿真验证及试验验证的内容进行了分析。通过软件仿真与物理试验相结合的方法,验证电气线路互联系统电磁兼容、活动部位电缆安装、特殊区域线束安装、基于三维数模的隔离检查等方面的符合性。验证方法主要分为系统级试验、组件级试验及元器件材料及试验,重点对系统级试验及组件级试验进行描述。文中的分析方法全面客观,涵盖了现阶段电气互联系统的先进技术和方法,将为今后的进一步深入工作指明了方向。     

大型运输机工程模拟器设计与试验验证综述

为了更好地发挥工程模拟器在飞机研制过程中的作用,详细规划了工程模拟器的顶层功能设计要求,设计了模拟器的系统组成,阐述了其实现原理,详细描述了主要系统设计,给出了工程模拟器各阶段试验验证内容,分析了工程模拟器研制中的关键技术。该工程模拟器已应用于大型飞机人机功效评估、飞控系统控制律开发、飞行品质评估试验、首飞前试飞员改装培训以及多个高风险科目的模拟飞行训练中。结果表明:模拟器系统运行可靠,与飞机的空中感受完全一致。     

基于Modelica语言的飞机飞控系统虚拟样机构建、验证及工程应用

飞机飞行控制系统是典型的包含控制、电学、液压、机械等多领域的复杂系统。该文针对飞机飞行控制系统提出并实现了一套基于Modelica语言的多领域模型构建、仿真分析、代码生成的流程方法。针对某型飞机飞行控制系统基于Modelica语言进行了多领域模型统一实现,并通过试验/试飞数据对模型进行了仿真分析与验证。再通过功能模型接口(Functional Mockup Interface,简称FMI)技术将所构建的系统模型生成模型实时代码,并在工程模拟器中得到了工程验证。提出的针对系统设计建模、仿真分析、代码生成与半物理应用一体化的方法流程贴合研发过程,符合设计人员使用习惯,并充分发挥了模型在设计过程中的价值。仿真示例的分析结果以及工程模拟器试验均验证了本流程方法的有效性。     

某型民用运输机主起落架连接区结构静力试验

飞机静力试验是飞机试验的重要内容之一,是验证飞机结构强度和静力分析正确性的重要手段。为验证某型民用运输机主起落架连接区结构满足静强度要求,以及有限元计算分析的正确性,在静力试验飞机上进行了主起落架连接区结构静力试验。通过全机有限元模型和细节有限元模型分析计算,进行加载、应力\应变、位移试验数据与有限元计算值的分析对比,计算值与试验数据符合较好。     

小鹰-500全机静力试验技术

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。