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大型水陆两栖飞机起落架强度试验技术

西安交通大学学报 2020年第7期54卷 9-16,157页

作者：王彬文董登科陈莉谢宇航中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

针对大型水陆两栖飞机起落架的超静定连接及高支柱结构所带来的试验问题,基于刚度等效理论采用数值仿真方法分别对起落架与机身连接和与试验装置连接模型进行分析,通过调整试验装置结构形式、尺寸及厚度等,实现起落架装置连接模型对机... 详细信息

针对大型水陆两栖飞机起落架的超静定连接及高支柱结构所带来的试验问题,基于刚度等效理论采用数值仿真方法分别对起落架与机身连接和与试验装置连接模型进行分析,通过调整试验装置结构形式、尺寸及厚度等,实现起落架装置连接模型对机身连接模型在变形主方向位移的模拟;基于数值仿真的力学边界条件模拟,计算主起落架轮轴中心点在最大载荷时的位移,预先调整加载点安装位置以保证最大载荷时的加载精度。试验结果表明,在机尾下沉着陆最大回弹载荷内外轮分配比例为6∶4的工况下,轮轴中心点主变形方向的位移基本相同,两种连接方式各向载荷最大误差在7%左右。研制了集模块化、多功能和通用性于一体的机身刚度模拟自平衡试验装置,满足了主起落架8种工况的静强度试验需求,可为其他型号起落架试验提供参考。

关键词：水陆两栖飞机高支柱超静定起落架静强度试验

基于Lamb波和Hilbert变换的复合材料T型加筋损伤监测

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复合材料学报 2014年第3期31卷 818-823页

作者：刘国强孙侠生肖迎春李明白生宝中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

为了监测整体成型复合材料结构的损伤,提出了一种基于Lamb波和Hilbert变换的能量损伤指数。首先,通过应用Hilbert变换提取Lamb波信号的波形包络;然后选取具有最大峰值的波包,将此波包在结构出现损伤后的能量变化值与损伤前的能量之比作... 详细信息

为了监测整体成型复合材料结构的损伤,提出了一种基于Lamb波和Hilbert变换的能量损伤指数。首先,通过应用Hilbert变换提取Lamb波信号的波形包络;然后选取具有最大峰值的波包,将此波包在结构出现损伤后的能量变化值与损伤前的能量之比作为损伤指示;该方法不需要选择特定的Lamb波模式,克服了Lamb波在复合材料结构中存在的频散、多模式及模式转换给信号分析带来的困难;最后在复合材料T型加筋的损伤演化试验中,对该能量损伤指数进行了应用验证研究。研究结果表明:该能量损伤指数可以用于复合材料T型加筋的损伤监测,当能量损伤指数(EDI)值达到0.62时,所研究的复合材料T型加筋确定有损伤产生。

关键词： Lamb波复合材料 Hilbert变换损伤指数结构健康监测

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任意构型传声器阵列声源定位方法

西安交通大学学报 2020年第4期54卷 186-192页

作者：贺谦韩凯冯建民樊俊铃中国飞机强度研究所西安710068 全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710068

针对飞机结构静力/疲劳试验中,通过准确定位结构异常声响及时发现结构损伤的实际需求,结合试验现场设备多、环境复杂的特点,提出了考虑复杂应用环境的任意构型传声器阵列声源定位方法。该方法首先通过任意布设传声器获取已知坐标的声源... 详细信息

针对飞机结构静力/疲劳试验中,通过准确定位结构异常声响及时发现结构损伤的实际需求,结合试验现场设备多、环境复杂的特点,提出了考虑复杂应用环境的任意构型传声器阵列声源定位方法。该方法首先通过任意布设传声器获取已知坐标的声源信号,建立传声器坐标标定方程组,采用优化算法进行方程组求解,确定任意布设传声器的空间坐标;随后,将广义互相关法和信号端点检测法相结合计算不同传声器之间的时差,实现声源定位。在此基础上,建立了一套声源定位流程。对该方法进行了试验验证,结果表明:该方法能够在传声器任意布设的情况下,实现声源的空间定位;传声器的空间坐标标定误差为毫米级,声源定位误差为厘米级,达到了飞机结构静力/疲劳试验中异常声源定位的精度要求;与现有的声源定位方法相比,该方法能够实现根据试验现场具体情况任意布设传声器,更加适用于飞机结构静力/疲劳试验复杂环境下的异常声响定位。

关键词：声源定位传声器阵列任意构型静力试验疲劳试验

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飞机结构强度试验应急载荷限定系统

航空学报 2020年第2期41卷 215-225页

作者：王鑫涛杜星中国飞机强度研究所西安710065 全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

多轮多支柱起落架飞机主起落架数量较多,试验机及试验设备重量大。试验应急卸载时,试验件和设备重量、以及加载过程中试验件变形所聚集能量快速释放的不协调性易对支持点结构产生较大冲击载荷,且该载荷不可控,影响试验的考核,存在安全... 详细信息

多轮多支柱起落架飞机主起落架数量较多,试验机及试验设备重量大。试验应急卸载时,试验件和设备重量、以及加载过程中试验件变形所聚集能量快速释放的不协调性易对支持点结构产生较大冲击载荷,且该载荷不可控,影响试验的考核,存在安全隐患。针对多轮多支柱起落架飞机的强度试验要求,设计一种载荷限定系统。在应急卸载或者试验停试情况下,能够为非支持点起落架输出设定载荷,保证应急瞬间所产生的所有载荷按要求分配到所有起落架上,从而防止支持点起落架超载;试验过程中,能够对非支持点起落架施加试验主动载荷。利用仿真软件验证了系统原理的可行性。依据原理设计载荷限定系统,对其结构和工作性能进行应用验证,并在某型飞机全机疲劳试验中进行应用调试,结果表明,该系统完全能够满足试验要求。

关键词：多轮多支柱应急卸载载荷限定飞机结构强度疲劳试验

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包络提取在冲击损伤成像方法中的应用

振动．测试与诊断 2014年第3期34卷 503-507,592页

作者：李明肖迎春韩晖中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

为了提高复合材料冲击损伤的监测效率和定位精度,提出了一种基于希尔伯特-黄变换的损伤成像方法。利用希尔伯特-黄变换对信号包络进行提取后再成像,可以有效简化原始信号,同时提高模式走时提取精度和损伤监测效率。试验表明:在对复合材... 详细信息

为了提高复合材料冲击损伤的监测效率和定位精度,提出了一种基于希尔伯特-黄变换的损伤成像方法。利用希尔伯特-黄变换对信号包络进行提取后再成像,可以有效简化原始信号,同时提高模式走时提取精度和损伤监测效率。试验表明:在对复合材料层合板的冲击损伤进行成像的过程中,利用时域信号包络进行损伤成像可以明显改善成像效果,而不改变损伤定位精度;相对于短时傅里叶变换,希尔伯特-黄变换在信号包络提取和成像效果方面更具有优势。

关键词：兰姆波损伤成像时间反转冲击损伤

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复合材料加筋板后屈曲分析方法及实验验证

航空材料学报 2021年第4期41卷 149-156页

作者：林国伟李新祥中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

针对碳纤维增强树脂基复合材料T型长桁加筋板轴压载荷下的后屈曲分析方法进行研究。首先,建立有限元模型,应用渐进损伤分析理论(progressive damage analysis,PDA)和黏聚区模型(cohesive zone model,CZM)分别模拟复合材料蒙皮、筋条的... 详细信息

针对碳纤维增强树脂基复合材料T型长桁加筋板轴压载荷下的后屈曲分析方法进行研究。首先,建立有限元模型,应用渐进损伤分析理论(progressive damage analysis,PDA)和黏聚区模型(cohesive zone model,CZM)分别模拟复合材料蒙皮、筋条的损伤以及它们之间的界面失效,得到屈曲载荷、破坏载荷以及失效模式;其次,通过对已有工程计算方法的改进,计算得到屈曲载荷和破坏载荷;最后,通过与实验结果对比得知,有限元分析方法和工程计算方法的计算结果均与实验值吻合良好,验证了两种方法的有效性。

关键词：复合材料后屈曲渐进损伤分析黏聚区模型有限元工程计算方法

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C919飞机全机静力试验技术

航空学报 2019年第1期40卷 205-216页

作者：郑建军唐吉运王彬文中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点试验室西安710065

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。... 详细信息

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。

关键词： C919飞机静力试验总体方案综合平台姿态控制机身加载

后屈曲复合材料加筋板筋条-蒙皮界面失效表征

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机械强度 2019年第6期41卷 1473-1479页

作者：胡波涛柴亚南陈向明魏景超中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室

针对后屈曲复合材料加筋板筋条-蒙皮界面失效,进行了基于六点弯试验的失效表征研究。在商业有限元软件Abaqus中建立加筋板轴压以及六点弯试验的有限元模型,采用Cohesive单元和子模型法,对轴压后屈曲和六点弯试验的筋条-蒙皮界面失效起... 详细信息

针对后屈曲复合材料加筋板筋条-蒙皮界面失效,进行了基于六点弯试验的失效表征研究。在商业有限元软件Abaqus中建立加筋板轴压以及六点弯试验的有限元模型,采用Cohesive单元和子模型法,对轴压后屈曲和六点弯试验的筋条-蒙皮界面失效起始位置、失效模式及内力分布进行了对比分析。基于有限元结果,还推导了界面控制内力的计算方法,给出了界面脱粘的失效表征方程和失效包线。计算结果表明,六点弯试验可有效表征后屈曲复合材料加筋板的界面失效。

关键词：复合材料加筋板后屈曲六点弯失效表征

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大型飞机起落架载荷修正方法研究

应用力学学报 2021年第2期38卷 708-714页

作者：王孟孟刘冰王高利中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

大型飞机起落架静强度试验中,起落架受载变形后载荷施加点位置移动引起加载力线改变,从而带来加载误差。为提高起落架变形后加载的准确度,基于撬杠施加起落架载荷传统技术,提出载荷修正方法。该修正方法主要步骤为起落架实际施加载荷与... 详细信息

大型飞机起落架静强度试验中,起落架受载变形后载荷施加点位置移动引起加载力线改变,从而带来加载误差。为提高起落架变形后加载的准确度,基于撬杠施加起落架载荷传统技术,提出载荷修正方法。该修正方法主要步骤为起落架实际施加载荷与理论载荷的转换。通过对撬杠施加起落架载荷力学模型进行分析,推导得到转换公式,使用该公式对理论载荷进行修正得到施加载荷。将未修正理论载荷和修正后施加载荷分别进行试验验证:通过本文误差计算公式得到的误差与实测误差最大偏差为3.1%,使用修正后的施加载荷进行的试验过程中载荷误差小于2kN,表明该误差计算公式的正确性以及修正方法的有效性。此方法可以实现大型飞机起落架发生变形后全过程载荷的准确施加,且无需加工额外工装,为同类型起落架静强度试验提供了理论参考。

关键词：大型飞机起落架静强度试验撬杠施加载荷理论载荷