大型飞机结构强度试验姿态转换与控制

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作者 燕晨耀 尹伟 +2 位作者 杜星 田文朋 吝继锋 《机床与液压》 北大核心 2024年第4期56-62,共7页

针对以往大型飞机姿态转换过程存在潜在的胶布带脱落、局部失稳以及多种提升设备不协调等风险问题,提出一种大型飞机结构强度试验姿态转换与控制方法。通过设计位移提升装置和全浮动支持平台,确保飞机姿态转换系统安全可靠;应用协调加... 针对以往大型飞机姿态转换过程存在潜在的胶布带脱落、局部失稳以及多种提升设备不协调等风险问题,提出一种大型飞机结构强度试验姿态转换与控制方法。通过设计位移提升装置和全浮动支持平台,确保飞机姿态转换系统安全可靠;应用协调加载控制系统,提出多点协调的位移提升控制方案,实现飞机姿态平稳转换和精准控制;研究飞机姿态实时测量算法,开发可视化监控系统,实现飞机姿态多维变量实时监控。通过全要素测试,验证了所提方法的合理性。试验结果表明:某大型飞机的姿态转换过程实现了多维度可视化监控,与传统方法相比,效率提升了约35%,可靠性及安全性大幅提升。 展开更多

关键词 飞机结构强度试验 姿态转换与控制 协调加载 可视化监控

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飞机结构静强度试验屈曲检测系统设计实现

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作者 许向彦 常亮 +1 位作者 韩志华 聂小华 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第22期9474-9480,共7页

全机结构危险部位的实时判断与筛选一直是结构强度验证过程中非常棘手的问题之一,屈曲部位的识别与判断作为飞机结构静力试验中的一项重要监测指标,决定着现场试验人员对试验全局的掌控程度。针对飞机结构静强度试验中,试验风险越来越... 全机结构危险部位的实时判断与筛选一直是结构强度验证过程中非常棘手的问题之一,屈曲部位的识别与判断作为飞机结构静力试验中的一项重要监测指标,决定着现场试验人员对试验全局的掌控程度。针对飞机结构静强度试验中,试验风险越来越难以把控,不可预期的结构失效状况时有发生等问题,为了准确高效地实现对结构屈曲部位的识别,设计实现了屈曲实时检测系统,该系统基于定时器技术实现采集数据的实时获取,基于非线性度完成屈曲部位判断,最后分别通过二维与三维方式对屈曲部位进行可视化显示。系统在航空型号试验现场进行了应用,结果表明效果显著。 展开更多

关键词 静力试验 屈曲识别 实时检测 软件设计

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飞机结构健康监测策略研究 被引量：3

3

作者 白生宝 肖迎春 +1 位作者 刘国强 黄博 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期24-36,共13页

飞机全寿命周期结构健康监测技术的应用对提高飞机在役安全性和可靠性,提升地面维护效率,延长飞机使用寿命具有巨大的价值和效益,因而得到国内外的持续关注和研究。该技术在飞机上的应用已成为衡量飞机先进性的重要指标之一,而飞机结构... 飞机全寿命周期结构健康监测技术的应用对提高飞机在役安全性和可靠性,提升地面维护效率,延长飞机使用寿命具有巨大的价值和效益,因而得到国内外的持续关注和研究。该技术在飞机上的应用已成为衡量飞机先进性的重要指标之一,而飞机结构健康监测标准规范与策略的制定是技术开展的首要任务。分析了航空制造业先进国家结构健康监测技术相关的标准规范,明确了制定标准规范的具体要求;通过总结国外结构健康监测技术最新研究进展,梳理了结构健康监测技术框架体系;针对我国飞机结构地面试验和服役环境2大应用场景的技术特点,明晰了我国结构健康监测的技术需求,并在此基础上,提出了我国飞机结构健康监测的总体架构和可供剪裁的技术实施策略。 展开更多

关键词 结构完整性 结构健康监测 损伤检测 监测策略

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典型金属飞机机身下部结构坠撞的吸能特性与吸能设计

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作者 张欣玥 惠旭龙 +3 位作者 刘小川 白春玉 李肖成 牟让科 《爆炸与冲击》 北大核心 2025年第7期3-18,共16页

为研究飞机机身下部结构的坠撞吸能特性并进行吸能设计,以典型民机金属机身的下部结构为对象,首先开展了典型机身下部结构的坠撞实验,基于实验和仿真结果,对机身下部结构的吸能特性进行了评估;在此基础上,开展了机身下部结构的坠撞吸能... 为研究飞机机身下部结构的坠撞吸能特性并进行吸能设计,以典型民机金属机身的下部结构为对象,首先开展了典型机身下部结构的坠撞实验,基于实验和仿真结果,对机身下部结构的吸能特性进行了评估;在此基础上,开展了机身下部结构的坠撞吸能设计,并采用仿真手段研究了新型机身下部结构的布局参数对结构坠撞响应的影响。结果表明:在坠撞过程中,原构型机身下部结构的立柱均在连接处附近弯折并断裂,而立柱的其他区域几乎未发生塑性变形;在机身结构总质量基本不变的情况下,与原构型相比,新型机身下部结构变形更加充分,可显著降低飞机坠撞前期的载荷和加速度峰值,机身框和下部吸能结构的吸能占比明显增大;相较于原构型,优化后的新型机身结构的平均过载下降了30.8%,客舱地板上2个质量点的平均加速度分别下降了25.0%和37.6%。 展开更多

关键词 机身下部结构 适坠性 坠撞实验 吸能特性 坠撞设计

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飞机结构静强度试验虚拟显示中的CAE图形可视化关键技术 被引量：2

5

作者 王晓辉 许向彦 +1 位作者 聂小华 常亮 《科学技术与工程》 北大核心 2023年第21期9151-9159,共9页

近年来,虚拟显示作为飞机结构静强度虚拟试验中的重要功能之一,在航空结构试验领域获得了广泛应用,促进了虚实融合试验新模式的发展。系统梳理了当前航空虚拟试验中的关键问题,基于自主CAE图形引擎SABRE.visual,从试验数据实时监控处理... 近年来,虚拟显示作为飞机结构静强度虚拟试验中的重要功能之一,在航空结构试验领域获得了广泛应用,促进了虚实融合试验新模式的发展。系统梳理了当前航空虚拟试验中的关键问题,基于自主CAE图形引擎SABRE.visual,从试验数据实时监控处理、三维云图快速绘制、试验应变片快速定位及关联显示及支持多镜头的用户界面设计等4个方面总结了在虚拟显示领域的关键技术探索,形成了一款虚拟显示软件,具备试验应变数据三维云图实时显示和试验应变片快速定位及关联显示功能,并在航空型号试验现场进行了应用,结果表明效果显著。 展开更多

关键词 虚拟试验 实时显示 SABRE.visual Qt多线程 界面设计

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含开孔与含裂缝的复合材料层压板拉伸剩余强度评估

6

作者 汪厚冰 邓凡臣 +2 位作者 魏宏艳 李新祥 杨胜春 《复合材料科学与工程》 CAS 北大核心 2024年第2期27-34,共8页

为研究含开孔和裂缝的碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)层压板在拉伸载荷作用下的剩余强度,针对四种典型铺层、两类损伤形式、四种损伤尺寸的约200件试验件进行了试验研究。结果表明:对于具有相同铺层、相同宽度的复合材料层压板,开孔直... 为研究含开孔和裂缝的碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)层压板在拉伸载荷作用下的剩余强度,针对四种典型铺层、两类损伤形式、四种损伤尺寸的约200件试验件进行了试验研究。结果表明:对于具有相同铺层、相同宽度的复合材料层压板,开孔直径与裂缝长度相等时,两类层压板有相同的剩余强度;加载过程中,裂缝根部较早出现裂缝、分层,应力重新分配,降低了裂缝根部的应力集中。基于损伤区纤维断裂判据、经典层压板理论及复变函数理论的强度计算方法能较准确地计算出含开孔的复合材料层压板剩余强度;计算含裂缝复合材料层压板剩余强度时可将裂缝损伤等效为开孔损伤,计算结果与试验结果吻合较好。 展开更多

关键词 开孔 裂缝 层压板 损伤容限 剩余强度 复合材料

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飞机结构腐蚀监测技术研究进展 被引量：5

7

作者 白生宝 肖迎春 《腐蚀与防护》 CAS CSCD 北大核心 2023年第8期23-28,共6页

简要介绍了腐蚀监测技术的分类,阐述了几种飞机结构腐蚀监测常用技术的工作原理,从技术角度分析了其优缺点,重点介绍了新型腐蚀监测系统的研发及其应用现状;最后,根据我国飞机使用特点与工程实际情况,阐明了腐蚀监测技术发展及应用的主... 简要介绍了腐蚀监测技术的分类,阐述了几种飞机结构腐蚀监测常用技术的工作原理,从技术角度分析了其优缺点,重点介绍了新型腐蚀监测系统的研发及其应用现状;最后,根据我国飞机使用特点与工程实际情况,阐明了腐蚀监测技术发展及应用的主要方向。 展开更多

关键词 飞机结构 腐蚀 传感器 腐蚀监测

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基于面结构光的飞机舱门间隙测量技术与应用 被引量：1

8

作者 赵洪伟 胡鹏宇 +4 位作者 杨树明 张国锋 邓惠文 李霖 高战朋 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第3期1045-1051,共7页

针对复杂试验环境下,战机舱门间隙非均匀变形动态测量难度大、精度要求高的问题,提出了基于面结构光的飞机舱门间隙测量方法,研究了条纹投影结构形面测量方法,包括在不需要空间相位展开过程或任何先验信息的情况下搜索包裹相位图中每个... 针对复杂试验环境下,战机舱门间隙非均匀变形动态测量难度大、精度要求高的问题,提出了基于面结构光的飞机舱门间隙测量方法,研究了条纹投影结构形面测量方法,包括在不需要空间相位展开过程或任何先验信息的情况下搜索包裹相位图中每个有效像素的立体对应和绝对条纹顺序,生成初始视差图和绝对相位图并进行了视差优化;建立了立体结构光模型,利用视差图和绝对相位图计算三维坐标。对得到的数据进行处理,包括建立被测件的物理坐标系,曲面截取以及对间隙位移量提取。设计了两种标准间隙,对本文方法的合理性和有效性进行了验证,可以对任意曲面和动态场景进行快速、准确的间隙和阶差的测量。将本方法应用于某飞机舱门间隙变形的测量中,获得了实际的变形位移量。 展开更多

关键词 飞机舱门间隙 狭长间隙 非均匀变形 面结构光 动态结构光测量

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加载频率对TC17超高周疲劳性能影响研究

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作者 陈永辉 郭云珊 +1 位作者 潘凯 杭超 《应用力学学报》 北大核心 2025年第3期519-526,共8页

TC17钛合金是一种典型的发动机叶盘材料,其超高周疲劳性能与发动机的长寿命高可靠性设计直接相关。采用常规拉压、常规弯曲、加速拉压、加速弯曲4种试验方法开展TC17的超高周疲劳性能研究,其中常规试验频率(1500±500)Hz,加速试验频... TC17钛合金是一种典型的发动机叶盘材料,其超高周疲劳性能与发动机的长寿命高可靠性设计直接相关。采用常规拉压、常规弯曲、加速拉压、加速弯曲4种试验方法开展TC17的超高周疲劳性能研究,其中常规试验频率(1500±500)Hz,加速试验频率(20±1)kHz。获得了TC17在5×10^(5)~2×10^(9)寿命范围内的疲劳试验数据,其疲劳强度主要集中在400~570 MPa范围内。通过对不同类型的试验数据分析发现,加载频率对TC17的超高周疲劳性能影响较小,弯曲疲劳强度高于拉压疲劳强度。断口分析表明,加载频率对TC17的疲劳裂纹萌生与扩展机理无显著影响。 展开更多

关键词 超高周疲劳 钛合金 加载频率 拉压 弯曲

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不同温度环境下复合材料/金属混合壁板结构热应力试验研究

10

作者 曹素 雷凯 +2 位作者 陈向明 魏景超 成李南 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期1095-1100,共6页

极端气候条件,如高温、低温和湿热环境,均会影响飞机上复合材料/金属混合结构的承载能力和工作寿命,进而影响飞机的飞行性能和安全。由于复合材料和金属材料之间的热膨胀系数差异较大,实际飞行中遇到的温度变化会导致复合材料元件和金... 极端气候条件,如高温、低温和湿热环境,均会影响飞机上复合材料/金属混合结构的承载能力和工作寿命,进而影响飞机的飞行性能和安全。由于复合材料和金属材料之间的热膨胀系数差异较大,实际飞行中遇到的温度变化会导致复合材料元件和金属元件内部产生较高的热应力。这种附加热应力会改变复合材料/金属混合连接结构内部的载荷传递和内应力分布情况。对大规模、多钉连接的复合材料/金属混合结构壁板在不同温度环境中的热力学行为进行了试验研究,并研究了不同温度条件下受到单向拉伸载荷时的热力响应。通过试验过程中的应变变化,对不同环境和载荷条件下复合材料/金属混合结构内不同组件的应力分布和钉载情况进行了分析。 展开更多

关键词 复合材料 混合结构 温度效应 热应力

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GH4169镍基高温合金超高频振动疲劳实验

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作者 王昭晗 潘凯 +3 位作者 陈永辉 杭超 王永杰 燕群 《航空材料学报》 北大核心 2025年第2期110-118,共9页

为解决航空发动机常用GH4169镍基高温合金超高周疲劳问题,基于压电超声疲劳测试系统,设计出一种可实现20 kHz超高频振动疲劳试样并完成测试;获得常温环境下GH4169镍基高温合金在不同存活概率5%、50%及95%下超高周振动疲劳P-S-N曲线。测... 为解决航空发动机常用GH4169镍基高温合金超高周疲劳问题,基于压电超声疲劳测试系统,设计出一种可实现20 kHz超高频振动疲劳试样并完成测试;获得常温环境下GH4169镍基高温合金在不同存活概率5%、50%及95%下超高周振动疲劳P-S-N曲线。测试结果表明:GH4169材料的疲劳寿命在达到10^(7)周次后曲线呈下降趋势,没有出现疲劳极限,试样仍发生疲劳破坏。断口分析表明:超高周疲劳裂纹大多起源于试样表面或亚表面的位置,存在单点起裂和多源起裂的情况,起裂方式表现为表面滑移起裂与非金属夹杂物滑移起裂两种形式。 展开更多

关键词 航空发动机 镍基高温合金 超高频振动 超高周疲劳 P-S-N曲线

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单向带复合材料0°拉伸疲劳试样构型对比分析及失效机理研究

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作者 黄光启 宋贵宾 张强 《应用力学学报》 北大核心 2025年第1期64-70,共7页

对常用的2种单向带复合材料0°拉伸疲劳试样构型开展了试验与仿真分析对比研究,通过采用非接触测量手段获取了2种构型试样在拉伸载荷下的应变分布,发现“双哑铃型”试样边缘效应显著,应力集中更加严重;同时通过仿真分析方法获取了2... 对常用的2种单向带复合材料0°拉伸疲劳试样构型开展了试验与仿真分析对比研究,通过采用非接触测量手段获取了2种构型试样在拉伸载荷下的应变分布,发现“双哑铃型”试样边缘效应显著,应力集中更加严重;同时通过仿真分析方法获取了2种构型试样在拉伸载荷下的应力云图,同样表明“双哑铃型”应力集中严重;通过电子显微镜观察试样边缘发现机械加工将导致试样表面损伤,“双哑铃型”试样在机械加工过程中将对纤维造成更多损伤,不利于承载;试验与分析结果表明“直条型”试样较“双哑铃型”试样更适合开展碳纤维增强复合材料0°拉-拉疲劳门槛值试验。 展开更多

关键词 碳纤维复合材料 疲劳门槛值 试样构型 失效机理 试验方法

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基于应变梯度理论的跨尺度冲击损伤和疲劳研究

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作者 於之杰 王向盈 +2 位作者 孙启星 孙伟 郭玉佩 《爆炸与冲击》 北大核心 2025年第7期154-166,共13页

为实现兼顾材料尺度效应和建模预测效率的冲击损伤和冲击疲劳研究方法,立足冲击损伤和疲劳过程中的金属塑性变形机理,研究了冲击损伤过程中尺度效应影响下的材料构效行为,建立了金属材料的去局域化、跨尺度冲击损伤本构理论,形成了面向... 为实现兼顾材料尺度效应和建模预测效率的冲击损伤和冲击疲劳研究方法,立足冲击损伤和疲劳过程中的金属塑性变形机理,研究了冲击损伤过程中尺度效应影响下的材料构效行为,建立了金属材料的去局域化、跨尺度冲击损伤本构理论,形成了面向先进制造多尺度金属材料的冲击损伤和疲劳的仿真方法。该方法利用低阶应变梯度理论实现尺度效应描述,在Johnson-Cook冲击动力学模型和Lemaitre冲击损伤模型的基础上,实现了跨尺度冲击动力学及损伤演化的描述,并可以在VUMAT子程序中便捷地实现该本构的有限元计算。有限元结果表明,材料的不均匀变形带来了较高的应变梯度,使得材料的应力水平在加工硬化及应变率硬化效应上进一步提升,同时也让材料更快地进入损伤阶段,导致承载力降低或提前失效,这与金属材料在强度与韧性间的拮抗关系保持了一致。 展开更多

关键词 冲击损伤 冲击疲劳 跨尺度力学 应变梯度塑性

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飞机结构螺栓连接细节疲劳断裂失效机制与寿命分析 被引量：7

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作者 樊俊铃 张伟 +1 位作者 焦婷 赵延广 《机械强度》 CAS CSCD 北大核心 2023年第6期1459-1464,共6页

针对随机块谱作用下飞机典型螺栓连接接头的疲劳失效,利用显微观测技术分析宏观和微观断口形貌特征,揭示螺栓连接结构细节的失效模式和微观失效机制。结合连接结构细节的疲劳载荷谱和微观疲劳条带特征,基于Paris公式定量反推接头的疲劳... 针对随机块谱作用下飞机典型螺栓连接接头的疲劳失效,利用显微观测技术分析宏观和微观断口形貌特征,揭示螺栓连接结构细节的失效模式和微观失效机制。结合连接结构细节的疲劳载荷谱和微观疲劳条带特征,基于Paris公式定量反推接头的疲劳裂纹扩展和萌生寿命,建立载荷循环数、飞行小时数与疲劳裂纹长度之间的演化规律。研究表明,螺栓接头的疲劳裂纹萌生于螺栓孔下部表面应力集中处,呈多源模式,断面包括裂纹源区、扩展区和瞬断区等典型疲劳特征;寿命反推表明,两段函数式能够合理表征全寿命周期内疲劳裂纹扩展长度与载荷循环次数和飞行时间之间的演化规律;疲劳裂纹扩展和萌生寿命分别为3147.7 h、615.4 h,连接接头的设计方案与工艺尚需改进以满足安全寿命设计要求。 展开更多

关键词 螺栓连接接头 疲劳失效 随机块谱 断口形貌 失效分析

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燃烧条件下火焰筒温度及噪声载荷特性实验研究 被引量：1

15

作者 邹学锋 燕群 +1 位作者 郭定文 沙云东 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期187-197,共11页

航空发动机燃烧室内部高温、气动及噪声等复杂载荷环境是导致火焰筒结构产生裂纹的主要因素之一,掌握火焰筒结构表面载荷特性及其与燃烧参数之间的关系,对于其强度评估非常重要。本文依据某型发动机真实构型设计了典型火焰筒试验件,搭... 航空发动机燃烧室内部高温、气动及噪声等复杂载荷环境是导致火焰筒结构产生裂纹的主要因素之一,掌握火焰筒结构表面载荷特性及其与燃烧参数之间的关系,对于其强度评估非常重要。本文依据某型发动机真实构型设计了典型火焰筒试验件,搭建了模拟燃烧试验平台,发展了热电偶/示温漆组合测温和基于波导管的噪声测试方法,获得了不同燃烧状态下火焰筒表面的温度与噪声载荷分布特征,通过对比试验给出了进口温度、流量、供油量等参数对结构载荷的影响规律。结果表明,火焰筒表面噪声总声压级峰值超过150d B,总声压级、频率特性及分布特征与燃烧状态和结构振动特性等因素相关。 展开更多

关键词 航空发动机 火焰筒 结构强度 声载荷 温度场

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基于多场耦合的涡轮叶片静强度计算分析 被引量：2

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作者 徐健 霍施宇 孙鹏 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第6期148-153,共6页

涡轮叶片是航空发动机最昂贵和最关键的部件之一,它们在高交变负荷、极端温度、侵蚀和腐蚀的恶劣工作条件下运行。为了保障涡轮的正常运行以及防止事故的发生,在涡轮叶片静强度设计过程中需要考虑热-流-固多场耦合作用;建立了涡轮叶片... 涡轮叶片是航空发动机最昂贵和最关键的部件之一,它们在高交变负荷、极端温度、侵蚀和腐蚀的恶劣工作条件下运行。为了保障涡轮的正常运行以及防止事故的发生,在涡轮叶片静强度设计过程中需要考虑热-流-固多场耦合作用;建立了涡轮叶片的多场耦合计算流程,综合考虑热负荷、离心负荷和气动负荷对涡轮叶片静强度设计的影响;通过对涡轮叶片进行静强度分析,得到了叶片在热负荷、离心负荷和气动负荷综合作用下的应力分布,确定了涡轮叶片强度危险点的位置和最大等效应力,可以为涡轮叶片的寿命预测提供依据。 展开更多

关键词 航空发动机 涡轮叶片 热-流-固多场耦合 静强度计算 有限元分析

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考虑磨损演化的铰链式襟翼机构动力学仿真研究 被引量：2

17

作者 冯蕴雯 唐家强 +2 位作者 薛小锋 李帅 陈先民 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期222-231,共10页

不同卡位的襟翼气动载荷差别很大,使得轴承在不同襟翼偏角下所承受载荷也存在明显差异,这导致在不同角度位置的轴承磨损深度不一致。因此,引入均匀磨损深度的方法难以适用于襟翼的动力学特性分析。为解决这一问题,提出了一种基于最小二... 不同卡位的襟翼气动载荷差别很大,使得轴承在不同襟翼偏角下所承受载荷也存在明显差异,这导致在不同角度位置的轴承磨损深度不一致。因此,引入均匀磨损深度的方法难以适用于襟翼的动力学特性分析。为解决这一问题,提出了一种基于最小二乘法的动力学建模方法。根据襟翼翼面的连接特点利用C-B法对其进行柔性化,并采用RBE2单元建立刚柔耦合动力学模型。联合UAMP、DISP、UMESHMOTION子程序进行磨损演化仿真,获取铰链轴承的非均匀磨损数据,同时通过最小二乘拟合建立磨损深度和襟翼偏角角度以及摩擦因数的映射关系。将该映射关系以铰链轴承中心点的偏移量和轴承摩擦因数的方式更新刚柔耦合动力学模型,以获取在磨损影响下的襟翼机构动力学响应,验证了方法的适用性和有效性。结果表明,随着磨损的进行,襟翼内外侧轴承转轴同轴度逐渐降低,内外侧驱动力矩随之增加,增加幅度最大为15.08%。该方法可为襟翼机构的设计及轴承选型提供一定支持。 展开更多

关键词 襟翼机构 动力学 刚柔耦合 磨损演化 最小二乘

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基于信号响应分析模型的金属结构损伤导波检出概率 被引量：1

18

作者 王莉 杨宇 +3 位作者 刘国强 王霞光 李嘉欣 任一鹏 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2024年第2期32-41,186,共11页

飞机结构损伤导波在线监测技术作为一种新颖的无损检测手段,为了真正实现该技术在结构运营维护过程中的视情维护,必须明确其结构损伤检出概率(probability of detection,POD),以指导结构检查维修方案的制定。提出了一种基于信号响应分... 飞机结构损伤导波在线监测技术作为一种新颖的无损检测手段,为了真正实现该技术在结构运营维护过程中的视情维护,必须明确其结构损伤检出概率(probability of detection,POD),以指导结构检查维修方案的制定。提出了一种基于信号响应分析模型的结构损伤导波POD计算方法,该方法通过构建在线导波监测信号的损伤指数与裂纹长度间的对应关系,得到结构损伤POD的统计计算模型,并分析了拟合参数的不确定性对计算模型的影响,构建了不同置信度下的导波POD计算模型。通过开展金属开孔和搭接结构疲劳裂纹导波监测试验,验证了该方法的有效性。试验结果表明,损伤指数类型、对应关系拟合函数和传感器监测方案均对结构损伤导波POD具有影响,且在95%置信度90%POD下金属开孔和搭接结构的可检裂纹长度分别约为2.6 mm和9.5 mm。 展开更多

关键词 结构健康监测 导波 检出概率(POD) 金属 疲劳裂纹

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高超声速飞行器热-结构试验若干关键技术 被引量：1

19

作者 秦强 成竹 蒋军亮 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2024年第6期1092-1100,共9页

热-结构试验是高超声速飞行器研制过程中不可或缺的环节。本文在给出热-结构试验内涵与特征的基础上,结合热-结构试验典型科目介绍,呈现了热-结构试验体系总体架构,为全面了解热-结构试验提供参考;其次重点分析了当前热-结构试验中亟待... 热-结构试验是高超声速飞行器研制过程中不可或缺的环节。本文在给出热-结构试验内涵与特征的基础上,结合热-结构试验典型科目介绍,呈现了热-结构试验体系总体架构,为全面了解热-结构试验提供参考;其次重点分析了当前热-结构试验中亟待突破的时变超高温热载实现、局部热载大梯度模拟以及时/频域载荷协同等7大关键技术。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 热-结构试验 试验体系 关键技术 天地一致性

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基于弹簧系统的飞机结构扣重技术

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作者 王孟孟 郑建军 +1 位作者 王彬 唐吉运 《科学技术与工程》 北大核心 2023年第36期15717-15723,共7页

飞机强度验证试验中,为保证集中大质量结构扣重的准确性,提高卸压安全性,基于弹簧系统提出了一种新的飞机结构扣重技术。解决了作动器扣重方式卸压后扣重载荷消失以及反配重扣重方式摩擦力使扣重量值不够准确两项技术难点问题。通过验... 飞机强度验证试验中,为保证集中大质量结构扣重的准确性,提高卸压安全性,基于弹簧系统提出了一种新的飞机结构扣重技术。解决了作动器扣重方式卸压后扣重载荷消失以及反配重扣重方式摩擦力使扣重量值不够准确两项技术难点问题。通过验证试验对该扣重装置进行测试,结果表明:弹簧刚度数据与设计预期吻合良好;试验状态,载荷施加正常;卸压时刻,试验载荷和扣重载荷转换平稳;停机状态,扣重载荷施加准确。成功应用于某型飞机疲劳试验发动机假件扣重,实现了飞机集中大质量结构试验状态和停机状态的准确扣重,同时降低了卸压瞬间载荷冲击。 展开更多

关键词 作动器扣重 反配重扣重 弹簧系统 扣重载荷 试验载荷

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