飞机全机主操纵系统疲劳试验故障诊断与分析

针对飞机全机主操纵系统疲劳试验实施操纵载荷及位移协调谱、且与机体疲劳同试的实际情况,研究并提出了基于有效实时加载曲线数据分析的全机系统疲劳试验故障诊断分析方法。故障诊断分析方法应用结果表明:对于飞机全机主操纵系统疲劳试验过程中,涉及副翼平尾方向舵操纵系统疲劳加载以及系统状态各类试验故障的诊断分析均及时有效,从而保证了疲劳试验质量并加快了试验进度。     

飞机全机主操纵系统与机体同时进行疲劳试验的联调测试及试验监控

针对某型飞机全机主操纵系统疲劳试验与机体疲劳试验在同一架飞机上同时进行的有关问题进行了讨论,并就全机主操纵系统与机体疲劳同试时的联调测试及试验监控分析方法确定进行了阐述.联调测试和系统疲劳试验结果表明:全机主操纵系统与机体两项独立的疲劳试验可以同时进行;系统疲劳试验所用的监控分析方法实用有效.     

某型飞机全机主操纵系统疲劳试验载荷谱编制

针对目前几种飞机主操纵系统疲劳试验载荷谱编制方法及其优缺点进行了分析讨论，并对某型飞机全机主操纵系统疲劳试验载荷谱编制进行了阐述。     

飞机主操纵系统疲劳定寿

本文对飞机主操纵系统疲劳定寿以及所涉及与机体疲劳同试的全机主操纵系统疲劳试验方案制定、基于操纵载荷及操纵位移实测数据的动态及静态疲劳试验载荷谱编制、疲劳试验验证、零组件拆检、系统寿命计算、外场故障统计、问题分析处理以及疲劳寿命评定等内容进行了阐述。同时,对系统疲劳定寿的相关问题进行了分析和讨论,说明实施飞机主操纵系统疲劳试验验证、系统疲劳定寿,以及其寿命评定,应涉及系统疲劳和静态性能2个方面,这样,不仅可以真实考核或验证飞机主操纵系统零组件及其支持件的疲劳性能、带有寿命指标要求的系统静态性能,而且实际有效地暴露操纵系统疲劳设计的薄弱部位及薄弱环节。由此,有针对性地进行系统设计改进、补充和完善现有飞机维护规程及相关条款,能够进一步保障外场飞机的正常使用和飞行操纵安全。     

飞机主操纵系统疲劳试验载荷监控方法研究

针对某机全机主操纵系统疲劳试验中的载荷监控问题进行了分析和讨论，并就基于操纵载荷／位移实时加载曲线最大值及控制点初值数据分析的主操纵系统疲劳试验载荷监控方法制定及实施进行了阐述。在操纵系统疲劳试验过程中的实际监控结果表明：该方法对副翼／平尾／方向舵操纵系统多种试验状态下的试验载荷监控实用有效。     

飞机主操纵系统疲劳试验载荷谱小操纵位移频次问题研究

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。     

某型飞机主操纵系统疲劳试验研究

针对目前飞机主操纵系统疲劳试验的有关问题进行了探讨，并对某型飞机全机主操纵系统疲劳试验方案的制定和实施进行了阐述。     

飞机主操纵系统疲劳试验载荷监控方法研究——应变数据分析法

针对某机全机主操纵系统疲劳试验中动态操纵情况下的应变测量以及试验载荷监控问题进行了分析和讨论,并对基于应变测量数据分析的操纵系统疲劳试验载荷监控方法的确定及其应用效果进行了阐述。在操纵系统疲劳试验过程中的实际监控结果表明,该方法对副翼/平尾/方向舵操纵系统多种试验状态下的试验载荷监控实用有效。     

一种高效的正常类飞机全机疲劳试验方法

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。     

某型飞机全机主操纵系统实测谱编制问题探讨

针对在某型飞机全机主操纵系统实测谱编制过程中所遇到的飞行起落数据选取、编谱方法确定、数据处理及计数方法、刹车操纵频次及复合操纵频次确定等实际问题进行了总结和探讨，并对其实测谱最终编制方法及结果形式进行了描述。     

飞机全机悬空静力试验技术

新飞机研制必须经全机悬空静力试验验证其结构的强度是否满足强度规范和CCAR23适航条例要求。本文针对飞机全机悬空静力试验的技术方法和试验误差分析进行了简要介绍。     

某歼击机全机疲劳试验和破坏分析

 本文简要介绍了某歼击机42点协调加载疲劳试验的方案选择和试验支持方式、加载装置、综合安全保护系统特点及破坏情况和结果分析。此外还介绍了全数字直接控制协调加载系统和控制程序系统的设计特点。     

歼八全机疲劳试验通过鉴定

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。     

小鹰-500飞机全机静力试验

在小鹰-500飞机的研制中，全机静力试验是一项复杂的大型试验，是取得适航许可证的重要环节。对全机试验的试验方案及所遇到的全机载荷不配套、试验支持方式难以实现、多试验项目的科学排序等技术难点及其解决办法作了详细的阐述。     

C919飞机全机静力试验技术

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。     

战斗机全机疲劳试验技术发展概述

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。     

飞机全机有限元分析数据管理初探

提出了包括有限元模型、有限元计算、有限元结果以及模型参数化操作四个管理模块的有限元计算数据管理平台,对飞机全机有限元计算所有相关数据进行统一管理。在全机有限元内力计算过程中,严格、规范的管理流程不仅可以降低分析中人为疏失的概率,而且可以提高效率,进而提升飞机结构强度设计能力。     

大型飞机全机地面振动试验技术研究

从试验设计、模态测试、数据修正三个方面，运用优化、虚拟、仿真的手段，探讨了大型飞机全机地面振动试验技术。分析了大型飞机弹簧小车支托方式寄生模态的存在性、附加质量和附加刚度对试验结果的影响，提出了支托参数优化的可行性方法。提出了准相似有限元模型辅助模态分离和基于纯模态／有限元模型的激振力矢量的优化方法。针对大展弦飞机，分析并提出了机翼航向模态的特殊性和测试与分离原则。分析了GVT数据修正技术的可行性和工程应用前景。     

飞机座舱盖热疲劳试验系统的热经济分析

 依据热经济分析理论 ,并结合对飞机座舱盖热疲劳试验系统的运行模拟 ,找出了系统的关键能耗元件 ,针对它的热惯性是造成系统潜在高耗能的主要原因 ,提出了在关键能耗元件加隔热层的改进方案。对某型号座舱盖 100飞行小时试验 ,模拟计算结果的比较表明 ,改进方案能使试验能耗下降 37%。