飞行载荷

摘要： 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。

摘要： 依据叠加原理,提出工况叠加法计算机翼压心位置,通过载荷校准地面试验对工况叠加法进行叠加原理验证和误差分析,并分别针对横向机动、纵向机动与小过载推杆机动分析对比了工况叠加法与应变法算得压心位置,基于飞行参数与相关理论分析证明工况叠加法算得压心展向位置结果稳定性较好且与预测结果较贴合,计算压心弦向位置时两种方法算得结果均与理论预期相符合,并证明了工况叠加法在分析小气动载荷机动压心变化规律时的优越性。

摘要： 将飞机滑跑起飞分为不同阶段,依据飞行参数的时间历程变化,将扭矩电桥对不同载荷的响应进行解耦,给出电桥对剪力、扭矩敏感因子的计算公式,依据计算结果对电桥实现筛选,基于某飞机多架次飞行数据对筛选结果进行验证。结果证明:该筛选方法避免了扭矩电桥筛选过程对地面载荷校准试验的依赖性,可降低地面载荷校准试验的设计难度,并有效提升飞行载荷测量精度。

摘要： 对比《中国民用航空规章》第25部运输类飞机适航标准(CCAR—25)和美国现行的《联邦航空条例》第25部(FAR—25)中大气扰动飞行载荷类适航条款内容,归纳差异条款并将其按照差异内容对适航性评估的影响程度分为取值改变、方法改变、要求改变3类,展开分析每类差异条款的修订原因和影响情况;通过对条款取值改变情况进行算例分析,验证FAR修订条款引入的飞行剖面缓和系数使得真实紊流强度的计算更加贴近现实情况;按照差异条款要求中的多轴离散突风准则计算突风过载增量并与单一垂直突风过载计算结果进行对比,得到基于复合材料性能强度方向性的结果分析,使用多轴离散突风准则进行载荷计算适用于极端情况下的飞机结构强度要求。

摘要： 为了解决复合材料垂尾在无机动时应变电桥出现应变激增的问题,本文建立了一种采用应变法测量复合材料翼面结构飞行载荷的物理模型,井进行定性验证试验.理论分析和试验结果表明,垂尾单侧翼面受热时,2个弯矩电桥应变急剧变大(应变值分别为175.24和254.15),而2个剪力电桥的变化很小(应变值分别为13.52和3.83),其根本原因是由于复合材料的各向异性,而热导率和组成电桥的两个应变片之间的距离放大了这种热应变.这为后续采用应变法测量热环境下飞机复合材料的载荷提供了一定的理论依据.

摘要： 飞行载荷计算及载荷平台开发是无人机设计研发的重要步骤,准确的载荷计算能够确保机体结构承载与传力合理,实现无人机机体轻量化的设计目标.提出一种考虑惯性载荷的飞行载荷计算方法,基于流体网格计算单元对单元内飞行载荷算法进行研究,并根据该算法编写和开发无人机载荷平台,通过算例分析并结合部分数据进行验证.结果表明:本文提出的计算方法和载荷平台处理数据正确,开发的平台实用且已经成功运用于某型高速飞行器的设计过程.

摘要： 基于试飞阶段全V-N包线的实测飞行载荷,将改进遗传算法、线性回归与BP神经网络融合,给出了一种适用于全寿命周期的自适应安全预测载荷模型建立方法.将该方法应用于某飞机机翼的安全预测载荷模型建立,并对所建立的载荷模型进行了全V-N包线的验证.分析了样本空间与载荷模型精度的关系.结果 表明:建立的弯矩预测载荷全包线最大误差为10.6％、平均误差为1.0％,剪力的最大误差为9.1％、平均误差为0.4％,比优化线性和分段线性的误差小,比神经网络的收敛性好.随着建模数据从全样本、1/2、1/3、…、1/10样本的变化,弯矩和剪力方程的全V-N包线的最大误差整体呈增大趋势,弯矩最大误差变化范围为10.6％～19.6％,最大剪力误差变化范围为9.1％～27.9％.

摘要： 基于襟翼作动器驱动扭矩测试需求,阐述了梁式结构的飞行载荷测试理论;设计出三种应变电桥布置方法,推导了载荷方程的计算方法;开展载荷标定试验建立起载荷方程后,通过飞行试验数据获得了襟翼作动器连杆飞行载荷.

摘要： 飞行载荷在飞机结构设计中处于设计输入范畴,多变且重要,其准确及快速迭代是现代化飞机设计的重要能力.本文对当下流行的载荷计算方法进行分析比对,为各类研究机构提供参考.

摘要： 在本文中,将弹翼各连接处刚度作为设计变量,以前六阶地面共振频率与有限元模型计算的固有频率的几何误差作为优化目标,优化有限元模型,最后得到频率最大误差为2.3％左右,质量误差仅1.8％,这表明找到了较好的有限元分析模型;进行静气弹分析后,与风洞飞行载荷试验对比,大攻角飞行载荷误差也仅为2％左右,说明该模型有较高的建模精度以及求解精度.

摘要： 对基于应变测量的飞行载荷测试方法的基本原理、实施流程、技术难点等,进行了系统地分析,讨论了此方法的优缺点.对进一步的实施试验具有一定的指导作用.

摘要： 通过等效航天器及其有效栽荷的多种连接方式的物理模型,建立有效栽荷和航天器的悬臂双粱模型、有支撑悬臂双梁模型.分别给出了两种双梁模型的载荷计算方法.并以某航天器为例,分析了两种双梁模型的载荷情况和承载能力.

摘要： 本文将非均匀有理B样条(NURBS)插值方法应用于气动载荷计算中,实现气动分布数据在CFD模型与载荷模型之间的传递,以机翼气动分布为算例,研究了NURBS方法在不同模型之间的插值精度.结果表明非均匀有理B样条(NURBS)插值方法在气动载荷数据传递上具有效率高、鲁棒性强、精度高等特点.

摘要： 本文针对《军用直升机强度和刚度规范》对对称俯冲拉起情况的操纵输入规定存在不确定性的情况,将飞行载荷设计计算与全机载荷平衡计算方法结合,对各组符合规范要求操纵输入在机身各截面载荷的影响进行评估.评估确认了规范条文的合理性,并对对称俯冲拉起计算操纵输入及飞行载荷的载荷选取等提出了建议.

摘要： 本文对CCAR23部(R3版)、FAR23部(至62修正案)、CS23部(2010年版)和AP23部适航标准中关于偏航机动载荷条款进行研究,给出适航标准要求的偏航机动载荷计算方法,并用FORTRAN编写程序,以某型机为例给出相应计算结果.其中基于中国民航CCAR23部计算的结果得到中国民用航空局方认可,表明本方法符合CCAR23部要求.

摘要： 本文对CCAR23部(R3版)、FAR23部(至62修正案)、CS23部(2010年版)和AP23部适航标准中关于偏航机动载荷条款进行研究,给出适航标准要求的偏航机动载荷计算方法,并用FORTRAN编写程序,以某型机为例给出相应计算结果.其中基于中国民航CCAR23部计算的结果得到中国民用航空局方认可,表明本方法符合CCAR23部要求.

摘要： 本文对CCAR23部(R3版)、FAR23部(至62修正案)、CS23部(2010年版)和AP23部适航标准中关于偏航机动载荷条款进行研究,给出适航标准要求的偏航机动载荷计算方法,并用FORTRAN编写程序,以某型机为例给出相应计算结果.其中基于中国民航CCAR23部计算的结果得到中国民用航空局方认可,表明本方法符合CCAR23部要求.

摘要： 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，具体涉及一种旋转部件飞行测试静态载荷、动态载荷分离方法。该方法包括:同步采集直升机桨叶方位角Pj、旋转部件载荷；对直升机桨叶方位角Pj进行标准化处理，得到标准桨叶方位角信号；根据标准桨叶方位角信号进行计算，得到标准桨叶方位角信号的基频周期和单周期内旋转部件载荷的数据点数；确定第i个基频周期内旋转部件载荷中的静态载荷；确定第i个基频周期内旋转部件载荷中的动态载荷；根据直升机的飞行测试状态确定旋转部件飞行测试静态载荷和旋转部件飞行测试动态载荷。该方法能够基于直升机桨叶方位角信号，分离直升机飞行测试数据，获得部件飞行测试静态和动态载荷。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的起落架，其具有承载至少一个轴头(15)的起落架支腿(11)，轴头(15)设置有中空元件(20)。还涉及一种机载装置(25)，其包括条杆(30)和至少一个测量单元(35)。测量单元(35)包括两个设备，设备中的一个包括测量构件(45)，并且设备中的另一个包括壁部(50)。设备中的一个被固定到条杆(30)上，设备中的另一个被固定到中空元件(20)上，并且机载装置(25)包括测试系统(60)。测试系统(60)具有运动装置(61)，其用于根据请求在设备之间产生相对运动(MOV)，以检测潜在的故障并在检测到故障的情况下产生警报。

摘要： 本公开涉及航空领域，提供一种飞行器拦阻试验装置及飞行器拦阻载荷传递模拟设备，飞行器拦阻试验装置包括：加载连杆，所述加载连杆与所述飞行器连接，用于推动或拦阻所述飞行器运动；作动筒，所述作动筒的第一端与第一承载面连接，第二端通过一张力组件与所述加载连杆的第一端连接，用于牵引所述加载连杆沿着第一方向运动；弹性组件，所述弹性组件的第一端与所述加载连杆的第二端连接，第二端与第二承载面连接，所述第二承载面与所述第一承载面相对设置；用于在载荷达到预定载荷后带动所述加载连杆沿着与所述第一方向相反的方向运动，以拦阻所述飞行器。本公开能够对飞行器施加惯性载荷，避免静力加载的不利影响；还可模拟拦阻的动态试验，提高研究结果的准确率。

摘要： 提供了一种用于在飞行中自主将载荷从第一飞行器AV转移到第二飞行器的方法。第一飞行器和第二飞行器中的每一个包含框架，该框架具有用于接收载荷的垂直开口。多个旋翼附接到框架。该方法包含在飞行中自主执行：第一飞行器的紧固装置将载荷保持在第一飞行器的垂直开口中，使得载荷的底端可以由第二飞行器接触；第二飞行器从下方接近第一飞行器，以将第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端；在第二飞行器的紧固装置耦接到载荷的底端之后，第一飞行器的紧固装置松开载荷；以及第二飞行器的紧固装置相对于第二飞行器的框架降低载荷，以将载荷移动到飞行位置。

摘要： 本文公开了将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器通用的桁架结构。用于将二级有效载荷适配器直接安装到太空飞行器有效载荷适配器共有的桁架结构的系统、方法和装置。在一个或多个实施例中，将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器的方法包括通过太空飞行器有效载荷适配器的多于两个间隙环，将由安装在太空飞行器有效载荷适配器上的二级有效载荷产生的载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器的桁架结构中。该方法还包括：通过桁架结构的支柱，将载荷反作用到太空飞行器有效载荷适配器的前环和后环。在一个或多个实施例中，载荷的反作用为太空飞行器有效载荷适配器保持高频(例如，大于(>)三十(30)吉赫(GHz))模式。

摘要： 本发明属于直升机结构疲劳设计领域，具体涉及一种旋转部件飞行测试静态载荷、动态载荷分离方法。该方法包括:同步采集直升机桨叶方位角P

摘要： 本发明涉及用于在飞行器结构件中传递载荷的载荷传递装置、包括载荷传递装置的飞行器机翼及其设计方法，该载荷传递装置设置成将横向剪切载荷从比如机翼蒙皮的第一部件传递至比如机翼蒙皮的相邻的第二部件。该装置包括主互锁器和多个副互锁器。每个主互锁器均包括凸形主构件，凸形主构件接纳在凹形主构件中以形成主互锁器。多个副互锁器中的每个副互锁器均包括凸形副构件，凸形副构件接纳在对应的凹形副构件中以形成副互锁器。凸形主构件和凹形主构件具有足够的刚度使得凸形主构件和凹形主构件被固定，而凸形副构件和/或凹形副构件的刚度比凸形主构件和凹形主构件的刚度小，使得凸形副构件和/或凹形副构件能够容许沿横向方向的一些运动。

摘要： 提供了一种无人驾驶飞行器系统，包括：具有机身的无人驾驶飞行器(UAV)；系绳，其具有固定到位于UAV中的绞盘系统的第一端和固定到有效载荷联接装置的第二端；有效载荷联接装置插座，其位于UAV的机身中；具有手柄的有效载荷，其中有效载荷的手柄位于有效载荷联接装置中的槽内。还提供了一种将有效载荷固定到UAV的方法。

摘要： 本发明属于飞行载荷测量技术，具体涉及一种消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法，工程试验中发现剖面内载荷可引起应变计有较大响应，与剖面外载荷引起的应变计响应混淆在一起，不能测量到单纯的剖面外载荷。传统载荷测量方法没有考虑该问题，本发明给出了一种可消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法，具体包括步骤1：加装应变计；步骤2：执行地面校准试验；步骤3：建立可消除剖面内载荷影响的载荷方程；步骤4：执行飞行试验进行飞行试验。本发明理论上可保证消除剖面内载荷影响，实际工程应用中本发明建立的载荷方程比传统方法建立的载荷方程精度高。

摘要： 本发明属于飞行载荷测量技术，具体涉及一种消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法，工程试验中发现剖面内载荷可引起应变计有较大响应，与剖面外载荷引起的应变计响应混淆在一起，不能测量到单纯的剖面外载荷。传统载荷测量方法没有考虑该问题，本发明给出了一种可消除剖面内载荷影响的飞行载荷测量方法，具体包括步骤1：加装应变计；步骤2：执行地面校准试验；步骤3：建立可消除剖面内载荷影响的载荷方程；步骤4：执行飞行试验进行飞行试验。本发明理论上可保证消除剖面内载荷影响，实际工程应用中本发明建立的载荷方程比传统方法建立的载荷方程精度高。