飞机结构静力试验

飞机机翼静力试验方法
飞机机翼静力试验方法是指在没有飞行动力的情况下，通过施加外部力或质量来模拟机翼受力情况，以评估其结构强度和稳定性的试验方法。

飞机机翼静力试验通常分为两种类型：静态载荷试验和疲劳试验。

静态载荷试验是通过施加静态负载来测试机翼结构的承载能力和强度；疲劳试验则是通过反复施加负载来模拟机翼使用寿命内的循环负载情况，以评估其耐久性和安全性。

在试验中，通常会使用液压油缸、电动机、测力仪等设备来施加力量，并采用光电传感器、应变计等测试设备来测量机翼的变形、应力等参数，以便进行数据分析和结构优化。

飞机机翼静力试验是确保飞机安全的重要环节之一，其结果将直接影响飞机的适航性和使用寿命。

因此，试验过程必须遵循相关的标准和规范，确保其科学、准确、可靠。

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w1. 实验目的a. 了解飞机结构静力试验方法，熟悉有关仪器设备的使用；b.测定水平安定面主梁和后墙的根部及翼尖的挠度，观察变形的大小和计算扭转角；c.测定水平安定面主梁上缘条沿展向的应力分布和上蒙皮剪应力分布。

2.试示意图，并作出较为详细的说明。

3. 测力仪和加载设备的说明。

<1>. 加载装置：手动液压车、液压作动筒和杠杆加载系统一套；<2.> 测量装置：数字式测力仪、BLR－1 型力传感器、百分表、标尺或位移传感器、YJ-33 静态电阻应变仪一套；4.试验载荷和载荷的模拟A.试验情况说明和载荷；1. 试验情况为C*机动（对称）2. 无人机水平安定面的原始参数：a. 几何参数－水平尾翼的理论几何形状如图1 所示b. 水平尾翼的总面积为：1.297m2 ；c. 垂尾沿对称面两侧各60mm；d. 水平尾翼外露面积近似为：1.228 m2；e. 弦长b＝0.61m；f. 相应外露翼展为：2.006m；g. 总翼展l＝2.126m。

P se45225X2. 弦向载荷分布Y弦向载荷分布见图 2。

P se =安定面的载荷3. 展向载荷分布 沿展向的载荷分布与弦长成正比。

4. 水平安定面的质量忽略不计。

5. 水平安定面载荷 注：法向载荷向上为正，向下为负，切向载荷均向后（实验中不施加切向载荷）。

实验只做 C*机动对称情况。

6. 水平安定面的结构和安装详见试验件和现场安装情况。

B.载荷的模拟方法飞行情况 马赫数 M弦向分布类型安定面法向载荷（kN ）C*机动0.8如图图 2-2.60c.杠杆加载系统图并注明尺寸；C.加载百分表（注意扣除加载系统的重量）。

理论载荷百分数10% 20% 30% 40%50%60%67%70% 75% 80% 85% 90% 95% 100%理论载荷（N) 260 520 780 10401301561741820 1950 2080 2210 2340 2470 2600实际载荷（N) 调零220 480 7401001261441520 1650 1780 1910 2040 2170 23005. 位移测量a. 画出位移测量布置图；b. 说明位移测量的方法和所用的仪表；数字式测力仪、BLR－1 型力传感器、百分表、标尺或位移传感器、YJ-33 静态电阻应变仪一套；位移(mm)=位移(με)/400；c. 数据处理并计算水平安定面在不同载荷百分数下的扭转角。

今日制造与升级 │ 99试验技术与装备图 2 气囊充压时系统载荷示意图FN支承结构试验件气囊fsfsfsfsP 气囊充压加载在飞机结构静力试验中的研究及应用王征，张建锋，刘冰（中国飞机强度研究所，陕西西安 710065）［摘 要］通过对气囊加载系统分析，设计了气囊、支承结构等。

在支承系统的限制下，使得气囊表面、尤其是曲率较大表面处的应力控制在许用应力以下。

文忠对试验加载、控制方案进行了设计，并在无支承结构限制下对气囊进行了气密性验证试验，确保气囊试验时的可靠性。

最终实施完成了某型飞机风挡试验，验证了气囊加载在飞机机构试验中应用的准确性和可行性。

［关键词］气囊 充压加载 飞机结构 静力试验［中图分类号］V216.1 ［文献标志码］B在飞机结构试验中，通常采用液压作动筒连接杠杆系统将载荷施加到试验机表面上。

对于飞机某些部件如座舱、风挡及整流罩等结构，其载荷为分布载荷，载荷方向为该点的法线方向。

这些结构部件多为不规则曲面，因此不同节点之间的力线方向多为异面直线，这样两个相邻节点在组合杠杆系统时，无法使得杠杆处于平衡状态。

即使在初始状态可以保证力线方向，在加载过程中也会因为系统的不平衡发生移动，最终达到平衡状态，而此时两个节点处的载荷方向均已发生了变化，影响试验加载准确性。

气囊在工业应用中较为广泛。

驳船移运货物时在驳船甲板上按一定位置预先排好气囊，岸上货物由数排气囊支承，依靠绞车将货物滚移到驳船上[1]。

无人机的着陆回收通常采用伞降结合气囊缓冲的方式，无人机着陆瞬间，气囊受到压迫，进气口在气囊环境压差发生逆变时迅速实现封闭，使得气囊保持缓冲撞击所需的内部压力[2]。

上述两种应用中气囊均用于外载的传递从而被动承受载荷。

进气道鼓包蒙皮施加均布压力载荷采用气囊进行不同区域压力的施加[3],即主动气囊充压施加载荷。

本文提出的气囊充压加载的试验方法，在飞机结构表面设置支承结构，与结构表面形成密闭腔体，在腔体中放置气囊，气囊充压时变形增加，充分与结构表面接触，使得压力传递到结构表面，达到试验载荷施加的目的。

2019年6期技术创新科技创新与应用Technology Innovation and Application飞机静力/疲劳试验技术分析冀美珊，代月松，刘珺（中国航空规划设计研究总院有限公司，北京100120）1概述飞机静力/疲劳试验是保证飞机结构完整性的重要手段之一。

在新机研制过程中，为了验证设计分析方法、检验制造工艺、保证试飞和使用安全，我国现行的军机强度规范及民用航空规章均对飞机结构（含结构部件）的强度试验作了明确的要求。

飞机静力/疲劳试验是在地面环境下模拟飞机在使用过程中可能遇到的受力状况，从而对其进行强度验证和校核。

飞机静力/疲劳试验是涵盖多个学科的综合性试验，同时，试验的要求、试验件的种类和结构特点也不尽相同。

2飞机静力/疲劳试验技术飞机静力试验用于验证结构是否符合强度要求，对所有影响飞行安全的结构进行静力试验。

飞机的各个部件在不同使用状态下有不同的环境效应，会承受不同的气动力或惯性载荷，也就是不同部件有不同的严重受载状态，静力试验实际上是对全机和每个部件及其连接结构分别进行考核。

飞机疲劳试验则是暴露结构的疲劳薄弱部位，验证疲劳分析方法的正确性；暴露经分析和研制试验未能识别出的结构危险部位、薄弱环节，为结构改进、工艺改进、飞行改型提供依据；同时获得结构的应力分布、裂纹形成寿命、裂纹扩展寿命等，以验证飞机结构是否满足耐久性/损伤容限设计目标要求[1]。

飞机静力/疲劳试验是飞机型号定型和取证的必要条件之一，为了实现飞机静力/疲劳试验的目的，需重视验证试验的总体设计和规划，对试验的项目、内容及顺序都要进行周密的设计和安排，整个试验涉及的主要技术包括试验设计、试验加载、试验支持/约束、试验测控、无损检测等。

2.1试验设计技术现代飞机由于使用情况复杂，导致载荷状态特别多，如民用飞机经常受到垂向突风、横向突风等，军用飞机则由于不同的作战和训练任务常受到机动载荷。

飞机静力/疲劳试验设计主要是根据飞机结构设计准则、飞行任务剖面所确定的使用包线，分析、确定使用中可遇到的主要静力和动力载荷工况及其大小与分布确定，开展试验总体规划和设计方法研究，包括载荷的确定、载荷施加方式确定、试验场地布置、加载设备选择与连接、安装方案设计等任务。