CN109592075A - 一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法 - Google Patents
一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109592075A CN109592075A CN201811312002.9A CN201811312002A CN109592075A CN 109592075 A CN109592075 A CN 109592075A CN 201811312002 A CN201811312002 A CN 201811312002A CN 109592075 A CN109592075 A CN 109592075A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- strain
- static
- measurement
- value
- fatigue
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
- G01N3/32—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying repeated or pulsating forces
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
本发明涉及一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法,其特征在于,包括以下步骤:步骤一、进行静力应变位移测量;步骤二、建立静力应变位移测量基本数据模板;步骤三、进行疲劳应变位移测量;步骤四、建立疲劳应变位移测量基本数据模板;步骤五、进行正式疲劳试验并进行静力误差计算和判断;步骤六、进行正式疲劳试验并进行疲劳误差计算和判断。本发明使用的理论依据正确,实施步骤清晰、简单、计算机易控制和实施,工程概念明确。本发明的提出解决了飞机结构疲劳试验中试验是否正常运行不易确定的难题。
Description
技术领域
本发明属于航空疲劳损伤容限试验领域,特别是涉及到一种飞机结构疲劳试验的数据动态监控方法。
背景技术
飞机结构疲劳试验一般试验周期较长、测量数据量极大、试验状态不易监控、测量数据实时监控及分析难度大,疲劳试验是否有效持续稳定进行的结论不易给出。
在疲劳试验中,针对测量数据的分析,常规的做法是当试验完成一段时间后停试,专门留出时间对过去这一段时间中已测量应变和位移的有效性和稳定性进行分析和判断,但由于数据量极大、仅凭肉眼分析和观察、人为因素参与多、操作性不强、耗时太长。
针对飞机结构疲劳试验中测量数据量大、测量数据分析难度大、不易监控等特点,可以通过先建立静力应变位移测量基本数据模板、再建立疲劳应变位移测量基本数据模板、然后在正式疲劳试验中进行疲劳应变位移测量数据与疲劳应变位移测量基本数据模板对比、在静力应变位移测量数据与静力应变位移测量基本数据模板对比、最后经过数据的真伪鉴别和误差分析,给出飞机结构疲劳试验是否有效持续稳定进行的结论。
发明内容
本发明的目的是:提供一种飞机结构疲劳试验的数据动态监控方法。
本发明的技术方案是:一种飞机结构疲劳试验的数据动态监控方法,包括以下步骤:
步骤一、进行静力应变位移测量。在各波峰、波谷值载荷下进行静力应变位移测量,按照疲劳载荷谱排列中顺序,依次分别按照静力应变位移测量要求,测量各个波峰、波谷值在其100%载荷下的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值εij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,M)和位移值μij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,L),N为载荷谱中波峰、波谷总个数,M为试验件中监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片个数,L为试验件中监控部位的位移测量点个数。
步骤二、建立静力应变位移测量基本数据模板。按照步骤一,重复3次,分别计算各个应变测量值的平均值各个位移测量值的平均值其中,
步骤三、进行疲劳应变位移测量。按照疲劳载荷谱顺序、已确定的加载频率进行走谱,依次分别测量各波峰、波谷值瞬间的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值ε’ij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,M)和位移值μ’ij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,L)。
步骤四、建立疲劳应变位移测量基本数据模板。按照步骤三,重复10次,分别计算各个应变测量值的平均值各个位移测量值的平均值其中,
步骤五、进行正式疲劳试验并进行静力误差计算和判断。在疲劳试验中需要进行静力测量时,按照疲劳载荷谱排列中顺序,依次分别按照静力应变位移测量要求,测量各个波峰、波谷值在其100%载荷下的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值εεij和位移值μμij,并计算静力应变位移测量值与静力应变位移测量基本数据模板之间的相对误差η’ij和η”ij,判断η’ij和η”ij是否满足或若满足,则应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别。
步骤六、进行正式疲劳试验并进行疲劳误差计算和判断。按照疲劳载荷谱顺序实时测量各波峰、波谷值瞬间监控部位的应变片应变值εε’ij和位移值μμ’ij,并实时计算疲劳应变位移测量值与疲劳应变位移测量基本数据模板之间的相对误差和判断和是否满足或若满足,则应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别即可。
本发明的优点是:
本发明提出了一种飞机结构疲劳试验的数据动态监控方法,本发明针对飞机结构疲劳试验中试验是否有效持续稳定进行问题,从飞机结构疲劳试验的数据动态监控角度给出了一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法。本发明基于飞机结构疲劳试验中试验周期长、试验测量数据量大、试验数据不易对比和分析、试验数据真伪不易鉴别等特点,提出了一种先建立静力应变位移测量基本数据模板、再建立疲劳应变位移测量基本数据模板、然后在正式疲劳试验中进行疲劳应变位移测量数据与疲劳应变位移测量基本数据模板对比、静力应变位移测量数据与静力应变位移测量基本数据模板对比、最后经过数据的真伪鉴别和误差分析,给出飞机结构疲劳试验是否有效持续稳定进行的结论。本发明使用的理论依据正确,实施步骤清晰、简单、计算机易控制和实施,工程概念明确。本发明的提出解决了飞机结构疲劳试验中试验是否正常运行不易确定的难题。
附图说明
图1是疲劳载荷波峰波谷示意图;
图2是疲劳载荷一个波块示意图;
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细说明,请参阅图1至图2。
如图1所示,为疲劳载荷波峰波谷示意图,图中按照波峰波谷的顺序,给出了疲劳试验4个波块的示意图。由4个波峰、4个波谷、时间轴、载荷值组成。
如图2所示,为疲劳载荷一个波块的示意图。
一种飞机结构疲劳试验的数据动态监控方法,包括以下步骤:
步骤一、进行静力应变位移测量。在各波峰、波谷值载荷下进行静力应变位移测量,按照疲劳载荷谱排列中顺序,依次分别按照静力应变位移测量要求,测量各个波峰、波谷值在其100%载荷下的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值εij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,M)和位移值μij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,L),N为载荷谱中波峰、波谷总个数,M为试验件中监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片个数,L为试验件中监控部位的位移测量点个数。
步骤二、建立静力应变位移测量基本数据模板。按照步骤二,重复3次,分别计算各个应变测量值的平均值各个位移测量值的平均值其中,
步骤三、进行疲劳应变位移测量。按照疲劳载荷谱顺序、已确定的加载频率进行走谱,依次分别测量各波峰、波谷值瞬间的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值ε’ij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,M)和位移值μ’ij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,L)。
步骤四、建立疲劳应变位移测量基本数据模板。按照步骤三,重复10次,分别计算各个应变测量值的平均值各个位移测量值的平均值其中,
步骤五、进行正式疲劳试验并进行静力误差计算和判断。在疲劳试验中需要进行静力测量时,按照疲劳载荷谱排列中顺序,依次分别按照静力应变位移测量要求,测量各个波峰、波谷值在其100%载荷下的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值εεij和位移值μμij,并计算静力应变位移测量值与静力应变位移测量基本数据模板之间的相对误差η’ij和η”ij,判断η’ij和η”ij是否满足或若满足,则应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别。
步骤六、进行正式疲劳试验并进行疲劳误差计算和判断。按照疲劳载荷谱顺序实时测量各波峰、波谷值瞬间监控部位的应变片应变值εε’ij和位移值μμ’ij,并实时计算疲劳应变位移测量值与疲劳应变位移测量基本数据模板之间的相对误差和判断和是否满足或若满足,则应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别即可。
实施例
下面以某一具体实例对本发明做进一步详细说明。
一种飞机结构疲劳试验的数据动态监控方法,包括以下步骤:
已知:
载荷谱中波峰、波谷总个数N=4(各载荷值依次为0N,1200N,-800N,1500N,-500N,0N),试验件中监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片个数M=1,位移测量点个数L=1,疲劳走谱时每分钟经过的波块个数Z=5。
步骤一、进行静力应变位移测量。在各波峰、波谷值载荷下进行静力应变位移测量,按照疲劳载荷谱排列中顺序,依次分别按照静力应变位移测量要求,测量各个波峰、波谷值在其100%载荷下的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值εij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,M)和位移值μij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,L),N为载荷谱中波峰、波谷总个数,M为试验件中监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片个数,L为试验件中监控部位的位移测量点个数。
步骤二、建立静力应变位移测量基本数据模板。按照步骤二,重复3次,分别计算各个应变测量值的平均值各个位移测量值的平均值其中,
静力 | / | 静力 | 载荷 | 载荷 | 载荷 | 载荷 |
/ | / | 序号 | 1200 | -800 | 1500 | -500 |
第1次静力 | 应变 | 1 | 2560 | -1264 | 3060 | -1001 |
第1次静力 | 位移 | 2 | 12.55 | -8.63 | 15.78 | -7.24 |
第2次静力 | 应变 | 1 | 2500 | -1294 | 3160 | -1101 |
第2次静力 | 位移 | 2 | 12.05 | -8.13 | 14.98 | -6.84 |
第3次静力 | 应变 | 1 | 2660 | -1162 | 2968 | -964 |
第3次静力 | 位移 | 2 | 13.21 | -8.96 | 16.48 | -7.87 |
3次平均值 | 应变 | 1 | 2573 | -1240 | 3063 | -1022 |
3次平均值 | 位移 | 2 | 12.60 | -8.57 | 15.75 | -7.32 |
步骤三、进行疲劳应变位移测量。按照疲劳载荷谱顺序、已确定的加载频率进行走谱,依次分别测量各波峰、波谷值瞬间的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值ε’ij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,M)和位移值μ’ij,(i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,L)。
步骤四、建立疲劳应变位移测量基本数据模板。按照步骤三,重复10次,分别计算各个应变测量值的平均值各个位移测量值的平均值其中,
疲劳 | / | 疲劳 | 载荷 | 载荷 | 载荷 | 载荷 |
/ | / | 序号 | 1200 | -800 | 1500 | -500 |
第1次疲劳 | 应变 | 1 | 2560 | -1264 | 3060 | -1001 |
第1次疲劳 | 位移 | 2 | 12.55 | -8.63 | 15.78 | -7.04 |
第2次疲劳 | 应变 | 1 | 2500 | -1294 | 3160 | -1051 |
第2次疲劳 | 位移 | 2 | 12.05 | -8.13 | 14.98 | -6.8 |
第3次疲劳 | 应变 | 1 | 2660 | -1172 | 2968 | -964 |
第3次疲劳 | 位移 | 2 | 13.21 | -8.96 | 16.48 | -7.87 |
第4次疲劳 | 应变 | 1 | 2523 | -1204 | 3045 | -1021 |
第4次疲劳 | 位移 | 2 | 12.65 | -8.63 | 15.68 | -7.24 |
第5次疲劳 | 应变 | 1 | 2506 | -1251 | 3198 | -1108 |
第5次疲劳 | 位移 | 2 | 12.45 | -8.13 | 14.88 | -6.75 |
第6次疲劳 | 应变 | 1 | 2620 | -1162 | 2978 | -964 |
第6次疲劳 | 位移 | 2 | 13.71 | -8.96 | 16.2 | -7.87 |
第7次疲劳 | 应变 | 1 | 2660 | -1244 | 3062 | -1102 |
第7次疲劳 | 位移 | 2 | 12.05 | -8.63 | 15.74 | -7.22 |
第8次疲劳 | 应变 | 1 | 2520 | -1304 | 3140 | -1051 |
第8次疲劳 | 位移 | 2 | 12.25 | -8.13 | 14.64 | -6.84 |
第9次疲劳 | 应变 | 1 | 2610 | -1145 | 2968 | -964 |
第9次疲劳 | 位移 | 2 | 13.11 | -8.96 | 16.41 | -7.97 |
第10次疲劳 | 应变 | 1 | 2614 | -1162 | 2985 | -986 |
第10次疲劳 | 位移 | 2 | 13.21 | -8.96 | 16.48 | -7.57 |
10次平均值 | 应变 | 1 | 2581 | -1204 | 3031 | -1000 |
10次平均值 | 位移 | 2 | 12.86 | -8.68 | 15.84 | -7.46 |
步骤五、进行正式疲劳试验并进行静力误差计算和判断。在疲劳试验中需要进行静力测量时,按照疲劳载荷谱排列中顺序,依次分别按照静力应变位移测量要求,测量各个波峰、波谷值在其100%载荷下的监控部位(含主要考核部位、载荷监控部位)的应变片应变值εεij和位移值μμij,并计算静力应变位移测量值与静力应变位移测量基本数据模板之间的相对误差η’ij和η”ij,经计算η’ij=5.5%,η”ij=6.1%,经判断,此时应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别。
根据相对误差分析,经判断,此时应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别。
步骤六、进行正式疲劳试验并进行疲劳误差计算和判断。按照疲劳载荷谱顺序实时测量各波峰、波谷值瞬间监控部位的应变片应变值εε’ij和位移值μμ’ij,并实时计算疲劳应变位移测量值与疲劳应变位移测量基本数据模板之间的相对误差和经计算 经判断,此时应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别。
疲劳 | / | 载荷 | 载荷 | 载荷 | 载荷 |
/ | / | 1200 | -800 | 1500 | -500 |
疲劳平均值 | 应变 | 2581 | -1204 | 3031 | -1000 |
疲劳平均值 | 位移 | 12.86 | -8.68 | 15.84 | -7.46 |
当前测量值 | 应变 | 2866 | -1012 | 3264 | -1196 |
当前测量值 | 位移 | 14.26 | -7.85 | 17.55 | -6.59 |
相对误差 | 应变 | 11.0% | 15.9% | 7.7% | 19.6% |
相对误差 | 位移 | 10.9% | 9.6% | 10.8% | 11.7% |
根据相对误差分析,经判断,此时应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别。
本发明提出了一种飞机结构疲劳试验的数据动态监控方法,本发明针对飞机结构疲劳试验中试验是否有效持续稳定进行问题,从飞机结构疲劳试验的数据动态监控角度给出了一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法。本发明基于飞机结构疲劳试验中试验周期长、试验测量数据量大、试验数据不易对比和分析、试验数据真伪不易鉴别等特点,提出了一种先建立静力应变位移测量基本数据模板、再建立疲劳应变位移测量基本数据模板、然后在正式疲劳试验中进行疲劳应变位移测量数据与疲劳应变位移测量基本数据模板对比、静力应变位移测量数据与静力应变位移测量基本数据模板对比、最后经过数据的真伪鉴别和误差分析,给出飞机结构疲劳试验是否有效持续稳定进行的结论。本发明使用的理论依据正确,实施步骤清晰、简单、计算机易控制和实施,工程概念明确。本发明的提出解决了飞机结构疲劳试验中试验是否正常运行不易确定的难题。
Claims (7)
1.一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法,其特征在于,包括以下步骤:步骤一、进行静力应变位移测量;步骤二、建立静力应变位移测量基本数据模板;步骤三、进行疲劳应变位移测量;步骤四、建立疲劳应变位移测量基本数据模板;步骤五、进行正式疲劳试验并进行静力误差计算和判断;步骤六、进行正式疲劳试验并进行疲劳误差计算和判断。
2.如权利要求1所述的的动态监控方法,其特征在于,步骤一具体过程如下:
进行静力应变位移测量,在各波峰、波谷值载荷下进行静力应变位移测量,按照疲劳载荷谱排列中顺序,依次分别按照静力应变位移测量要求,测量各个波峰、波谷值在其100%载荷下的监控部位的应变片应变值εij,i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,M、位移值μij,i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,L,N为载荷谱中波峰、波谷总个数,M为试验件中监控部位的应变片个数,L为试验件中监控部位的位移测量点个数。
3.如权利要求1所述的的动态监控方法,其特征在于,步骤二具体过程如下:
建立静力应变位移测量基本数据模板,按照步骤一,重复3次,分别计算各个应变测量值的平均值各个位移测量值的平均值其中,
4.如权利要求1所述的的动态监控方法,其特征在于,步骤三具体过程如下:
进行疲劳应变位移测量,按照疲劳载荷谱顺序、已确定的加载频率进行走谱,依次分别测量各波峰、波谷值瞬间的监控部位的应变片应变值ε’ij,i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,M、位移值μ’ij,i=1,2,3......,N;j=1,2,3,......,L。
5.如权利要求1所述的的动态监控方法,其特征在于,步骤四具体过程如下:
建立疲劳应变位移测量基本数据模板,按照步骤三,重复10次,分别计算各个应变测量值的平均值各个位移测量值的平均值其中,
6.如权利要求1所述的的动态监控方法,其特征在于,步骤五具体过程如下:
进行正式疲劳试验并进行静力误差计算和判断,在疲劳试验中需要进行静力测量时,按照疲劳载荷谱排列中顺序,依次分别按照静力应变位移测量要求,测量各个波峰、波谷值在其100%载荷下的监控部位的应变片应变值εεij和位移值μμij,并计算静力应变位移测量值与静力应变位移测量基本数据模板之间的相对误差η’ij和η”ij,判断η’ij和η”ij是否满足或若满足,则应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别。
7.如权利要求1所述的的动态监控方法,其特征在于,步骤六具体过程如下:
进行正式疲劳试验并进行疲劳误差计算和判断,按照疲劳载荷谱顺序实时测量各波峰、波谷值瞬间监控部位的应变片应变值εε’ij和位移值μμ’ij,并实时计算疲劳应变位移测量值与疲劳应变位移测量基本数据模板之间的相对误差和判断和是否满足或若满足,则应立刻停止试验并进行检查、排故和数据的真伪鉴别。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811312002.9A CN109592075B (zh) | 2018-11-05 | 2018-11-05 | 一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811312002.9A CN109592075B (zh) | 2018-11-05 | 2018-11-05 | 一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN109592075A true CN109592075A (zh) | 2019-04-09 |
CN109592075B CN109592075B (zh) | 2022-04-19 |
Family
ID=65957599
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201811312002.9A Active CN109592075B (zh) | 2018-11-05 | 2018-11-05 | 一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN109592075B (zh) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110362896A (zh) * | 2019-06-28 | 2019-10-22 | 中国飞机强度研究所 | 基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备 |
CN110987422A (zh) * | 2019-12-25 | 2020-04-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机操纵***动态疲劳试验的零组件松动检查方法 |
CN111274648A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-06-12 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法 |
CN112224444A (zh) * | 2020-10-16 | 2021-01-15 | 中国飞机强度研究所 | 一种基于多源数据融合的整机试验监控装置及方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RO129022A0 (ro) * | 2013-05-24 | 2013-11-29 | Universitatea "Transilvania" Din Braşov | Metodă şi stand de testare accelerată a palelor la oboseală |
CN105474796B (zh) * | 2012-06-18 | 2014-07-16 | 上海宇航***工程研究所 | 太阳电池翼地面疲劳试验载荷谱制定方法 |
CN107092728A (zh) * | 2017-03-30 | 2017-08-25 | 成都航空职业技术学院 | 一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法 |
CN108168855A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-15 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞静力试验方法 |
CN108163225A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-15 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法 |
-
2018
- 2018-11-05 CN CN201811312002.9A patent/CN109592075B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105474796B (zh) * | 2012-06-18 | 2014-07-16 | 上海宇航***工程研究所 | 太阳电池翼地面疲劳试验载荷谱制定方法 |
RO129022A0 (ro) * | 2013-05-24 | 2013-11-29 | Universitatea "Transilvania" Din Braşov | Metodă şi stand de testare accelerată a palelor la oboseală |
CN107092728A (zh) * | 2017-03-30 | 2017-08-25 | 成都航空职业技术学院 | 一种涡扇发动机拉紧轴疲劳试验方法 |
CN108168855A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-15 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞静力试验方法 |
CN108163225A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-15 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机前起落架外筒悬挂接头牵引起飞疲劳试验方法 |
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
李毅等: "操纵面非线性气动弹性响应引起的结构疲劳损伤分析方法研究", 《振动与冲击》 * |
翟新康: "螺栓疲劳寿命计算方法探讨及研究", 《制造业自动化》 * |
郭彦林等: "波浪腹板工形构件疲劳性能试验研究及设计建议", 《土木工程学报》 * |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110362896A (zh) * | 2019-06-28 | 2019-10-22 | 中国飞机强度研究所 | 基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备 |
CN110362896B (zh) * | 2019-06-28 | 2023-05-05 | 中国飞机强度研究所 | 基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备 |
CN111274648A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-06-12 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法 |
CN111274648B (zh) * | 2019-12-24 | 2023-04-07 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法 |
CN110987422A (zh) * | 2019-12-25 | 2020-04-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机操纵***动态疲劳试验的零组件松动检查方法 |
CN112224444A (zh) * | 2020-10-16 | 2021-01-15 | 中国飞机强度研究所 | 一种基于多源数据融合的整机试验监控装置及方法 |
CN112224444B (zh) * | 2020-10-16 | 2024-04-09 | 中国飞机强度研究所 | 一种基于多源数据融合的整机试验监控装置及方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN109592075B (zh) | 2022-04-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109592075A (zh) | 一种飞机结构疲劳试验测量数据的动态监控方法 | |
CN107515965B (zh) | 一种基于不确定过程的加速退化建模评估方法 | |
CN103076394B (zh) | 基于振动识别频率和振型综合的海洋平台安全评定的方法 | |
CN109490072B (zh) | 一种土木工程建筑用检测***及其检测方法 | |
RU2533321C1 (ru) | Способ адаптивного прогнозирования остаточного ресурса эксплуатации сложных объектов и устройство для его осуществления | |
CN104156500A (zh) | 一种预测材料疲劳寿命的方法 | |
CN103018063A (zh) | 基于Mittag-Leffler分布的桥梁随机疲劳寿命预测方法 | |
CN112067460A (zh) | 一种层状岩石界面断裂过程中应力强度因子测试方法 | |
Wang et al. | Determination of the minimum sample size for the transmission load of a wheel loader based on multi-criteria decision-making technology | |
CN110207966A (zh) | 一种航空结构多轴随机疲劳载荷下在线损伤评估方法 | |
CN110486350B (zh) | 电液伺服阀故障诊断方法及装置、存储介质和电子设备 | |
CN112326787A (zh) | 一种基于专属测试车多点快速静态采集的梁式桥识别方法 | |
CN110147595B (zh) | 一种多片式梁桥横向协同工作性能的评估方法 | |
CN111855219A (zh) | 一种基于灰色理论的柴油机润滑油进机安保参数预测方法 | |
CN110487576A (zh) | 损伤状态倾角对称斜率的等截面梁损伤识别方法 | |
CN108710946B (zh) | 深水立管***风险维修决策优化的人因可靠性平衡法 | |
RU2699918C1 (ru) | Способ диагностики технического состояния зданий и строительных сооружений | |
CN109592074B (zh) | 一种飞机结构疲劳试验加载频率的确定方法 | |
CN105354404B (zh) | 一种构建资源量参数分布模型的方法 | |
CN108984866A (zh) | 一种试验载荷谱的编制方法 | |
CN107798149B (zh) | 一种飞机维修性评估方法 | |
CN109490334B (zh) | 一种运用残余应力预测模型的t字型锻件无损测试方法 | |
CN110472368A (zh) | 基于剪力和倾角影响线曲率的简支梁损伤识别方法 | |
CN109359791A (zh) | 一种机械***退化趋势预测方法及*** | |
CN105334032A (zh) | 一种机型结构寿命的计算方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |