全尺寸飞机结构试验约束点载荷误差分析及优化
航空航天领域中的航空结构强度分析
航空航天领域中的航空结构强度分析航空航天工程作为一门高度复杂的学科，需要对航空结构的强度进行详细分析和评估。
这项工作对于确保飞行器在各种条件下的安全运行至关重要。
本文将探讨航空航天领域中的航空结构强度分析，包括其意义、方法和挑战。
1. 强度分析的意义航空结构的强度分析是确保航空器安全、可靠运行的基础。
通过对飞行器结构进行强度分析，可以评估其在各种负载、振动、温度和压力等外界条件下的性能表现。
强度分析有助于预测和防止可能导致飞行器破坏的潜在问题，从而提高航空器的可靠性和安全性。
2. 强度分析的方法2.1 数值模拟数值模拟是航空结构强度分析中常用的方法之一。
通过建立数学模型和应用数值计算方法，可以模拟飞行器在各种载荷下的应力分布和变形情况。
常用的数值模拟方法包括有限元方法和计算流体力学。
2.2 试验验证在强度分析过程中，试验验证是非常重要的。
通过在实验室环境中对结构进行加载和测量，可以验证数值模拟结果的准确性，并进一步改进模型和算法。
试验验证可以提供真实的数据和参考，帮助工程师更好地理解和解决结构强度相关的问题。
3. 强度分析的挑战航空航天领域的航空结构强度分析面临着许多挑战。
其中包括以下几个方面：3.1 复杂的载荷环境航空器会受到各种复杂的载荷环境的影响，包括静力载荷、动力载荷、压力载荷和温度载荷等。
不同载荷的作用可能会相互耦合，给结构的强度分析带来了挑战。
3.2 复杂的结构几何形状航空器的结构几何形状非常复杂，包括机翼、机身、发动机等部分。
不同部位的结构几何形状会对强度分析的结果产生影响，需要高精度的建模和分析方法。
3.3 多物理场耦合航空器的强度分析涉及到多个物理场的相互耦合，包括结构力学、热学、电磁学等。
这些物理场的耦合会影响结构的强度表现，需要综合考虑和分析各个物理场的影响。
4. 结论航空航天领域中的航空结构强度分析是确保飞行器安全运行的关键环节。
数值模拟和试验验证是常用的强度分析方法，可以提供关键的数据和信息。
航空器结构强度分析研究
航空器结构强度分析研究航空器的结构强度在机器的性能和安全方面都具有至关重要的作用。
强度分析研究是为飞机设计、生产、维修等经验提供科学依据的重要手段。
本文将从三个方面探讨航空器结构强度分析研究，包括强度分析的基础概念、分析方法和现代化技术应用。
一、强度分析的基础概念强度分析是指对飞机的机身、部件及其负荷和应力状态的分析和计算，以评估其结果的判断飞机结构是否具有足够的强度。
针对航空器，强度分析通常牵涉到两个主要的研究方向，即强度裕度分析和疲劳寿命评估。
强度裕度是指材料的极限承载能力与实际荷载之比或飞机部件设计强度与实际应力状态之比的差异，也就是“安全余量”。
对于几乎所有的航空器和飞行器组件，都需要同时满足强度和刚度。
强度裕度分析需要对应力=应力/截面积这个公式进行计算，从而确保飞机的部件能够承受规定的最大负荷。
而疲劳寿命评估通常是指在飞机使用过程中产生的结构应力和反复载荷这样的因素。
因此，疲劳寿命评估需要考虑以下几个方面：疲劳损伤机理、实际载荷负荷历史、材料特性和构件尺寸规格。
只有通过分析疲劳性能，才能确保飞机在长期使用中没有结构疲劳问题。
二、强度分析的分析方法在进行强度分析的时候，需要牢记以下三个原则：一是应使用比实际载荷大的载荷，即载荷为设计载荷加上它的安全余量，以便确定最坏的应力状态；二是应考虑所有可能的载荷组合，包括飞机的重量、失速或过度载荷时的附加载荷、颤振、地面载荷和操作载荷，例如起飞，加速，高空飞行，迫降和着陆等；三是应对结构的所有部分进行强度分析，包括机翼，机身，引擎架，起落架等。
强度分析的方法通常是基于有限元法或统计方法来计算出结构的应力及其分布状态。
其中有限元法可以更加精确地模拟不同部件的应力和变形，并添加实时边界条件和荷载历史。
同时，有限元法也可以精确地模拟部件间的力学振动和飞行时的噪声声理。
而统计方法的方法则是通过记录机器在使用过程中受到的各种载荷作用及部件的应力和变形情况等，通过数据处理方法来估计机器的强度损伤程度。
飞行器结构优化及其载荷分析
飞行器结构优化及其载荷分析一、导言随着航空、航天技术的飞速发展以及国家战略和民用需求的不断推进，飞行器结构优化及其载荷分析在航空工程领域中越来越受到重视。
本文将从概念、优化方法、载荷分析、应用前景等几个方面进行探讨，以期为相关领域的学者和工程师提供参考。
二、概念飞行器结构优化是指在保证飞行器性能、强度、刚度、寿命等规定要求的前提下，通过系统分析、计算机模拟等手段，对飞行器的结构进行优化设计，从而使其重量、成本、飞行性能等方面得到改进。
目前，飞行器结构优化主要采用数字化方法和模拟计算机技术，通过建立飞行器的数学模型，获得结构最优解或次优解。
常用的数字化工具包括有限元分析、计算流体力学等，而遗传算法、神经网络、人工智能、模糊数学等优化方法，则是飞行器结构优化中常用的数学工具。
三、优化方法1. 遗传算法遗传算法是一种基于生物发展和进化原理的优化方法，它模拟了进化过程中的精英选择和遗传变异机制。
在飞行器结构优化中，遗传算法可以实现多种设计变量和约束条件下的多目标优化。
2. 神经网络神经网络是一种计算模型，它通过对大量数据进行学习和训练，然后对新的数据进行预测和分类。
在飞行器结构优化中，神经网络可以用来建立结构响应模型，以辅助优化设计。
3. 人工智能人工智能是一种模拟和改进人类智能的技术，它包括知识表达、推理、学习、识别、决策等功能。
在飞行器结构优化中，人工智能可以用来处理非线性问题和复杂结构模型。
4. 模糊数学模糊数学是一种处理信息不确定性问题的数学方法，它在飞行器结构优化中可以用来处理设计变量模糊和约束条件不确定的问题。
四、载荷分析在飞行器结构优化的过程中，载荷分析也是一个重要的环节。
载荷分析是指确定飞行器在整个飞行过程中所受到的各种载荷，包括气动载荷、结构载荷、外载荷、热载荷等。
对于飞行器的结构设计、强度评估、疲劳分析等都有着重要的影响。
针对不同的载荷类型，可以采用不同的分析方法。
例如，在重力载荷分析中，可以采用有限元分析方法，进行结构强度与刚度分析；在气动载荷分析中，可以采用计算流体力学模拟方法，分析飞行器在不同速度、空气密度下的气动载荷情况。
航空器飞行性能的多目标优化
航空器飞行性能的多目标优化在现代航空领域，追求更高的飞行性能一直是不懈的目标。
航空器的飞行性能涉及多个方面，如速度、航程、燃油效率、起降性能、机动性等等。
为了实现这些性能的最优组合，多目标优化成为了关键的研究方向。
让我们先从速度这一性能指标说起。
速度对于航空器来说至关重要，它直接影响着运输效率和任务执行能力。
更快的速度意味着能够在更短的时间内到达目的地，但同时也可能带来更大的空气阻力和更高的能耗。
在多目标优化中，我们需要在追求高速度的同时，考虑如何降低阻力和能耗，以达到一种平衡。
航程是另一个重要的考量因素。
对于长途飞行的客机或货运飞机，更长的航程能够减少中途加油的次数，提高运营效率。
然而，要增加航程，往往需要携带更多的燃油，这又会增加飞机的重量，进而影响其他性能。
因此，在优化航程时，必须综合考虑飞机的结构设计、燃油携带量以及飞行过程中的燃油消耗率等多个因素。
燃油效率在当今注重环保和成本控制的背景下显得尤为关键。
提高燃油效率不仅能够降低运营成本，还能减少对环境的影响。
通过优化飞机的外形、发动机性能以及飞行策略，可以在保证其他性能的前提下，最大程度地提高燃油效率。
但这往往需要在空气动力学、热力学等多个学科领域进行深入研究和创新。
起降性能对于机场的运营和航班的安排也有着重要的影响。
较短的起降距离能够使飞机适应更多类型的机场，增加航线的灵活性。
但要实现这一点，需要在飞机的机翼设计、起落架结构以及飞行控制系统等方面进行精心优化，同时也要考虑到飞机在起降过程中的稳定性和安全性。
机动性对于战斗机等军用航空器来说是至关重要的性能指标。
良好的机动性能够使飞机在空战中占据优势。
然而，提高机动性可能会对飞机的稳定性和结构强度提出更高的要求，这就需要在设计和优化过程中找到最佳的解决方案。
在进行航空器飞行性能的多目标优化时，面临着诸多挑战。
首先，各个性能指标之间往往存在着复杂的相互关系，一个指标的改进可能会对其他指标产生不利影响。
水陆两栖飞机升降舵操纵系统操作试验技术研究及应用
Vol.61No.1工程与试验ENGINEERING&TEST Mar.2021水陆两栖飞机升降舵操纵系统操作试验技术研究及应用张棺，张园S何月洲I（1.中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳实验室，陕西西安710065；2.西安长庆科技工程有限责任公司，陕西西安710021）摘要：为了真实地模拟驾驶员对升降舵的操纵，同时验证TA600飞机升降舵操纵系统对CCAR-25-R4中第683条款的符合性，提出了水陆两栖飞机升降舵操纵系统操作试验技术方法。
经大型灭火/水上救援水陆两栖飞机升降舵工况试验验证，表明该方法是可行和有效的。
本项目的研究成果，已应用于该型号试验中，取得了良好效果，同时也为后续试验提供了技术支撑。
关键词：升降舵;操纵系统;操作试验;试验方法中图分类号：V216.1文献标识码:A doi：10.3969/j.issn.1674-3407.2021.01.010Research and Application of Operation Test Technology forElevator Control System of Amphibious AircraftZhang Tuo1,Zhang Yuan2,He Yuezhou1(1.Full Scale Aircraft Structural Static/Fatigue Laboratoryof Aircraft Strength Research Institute of China,Xi an710065,Shaanxi,China；2.Xi'an Changqing Technology Engineering Co.,Ltd.,Xi an710021,Shaanxi,China)Abstract:In order to truly simulate the pilot's control of the elevator,and at the same time verify the compliance of the TA600aircraft's elevator control system to Article683of CCAR-25-R4,and provide the necessary basis for indicating the compliance of the provisions,an elevator control system for amphibious aircraft is proposed.The operation test technology and method have been verified by the working conditions of the large fire extinguishing/water rescue amphibious aircraft elevator rudder,which shows that the method is feasible and effective.The research results of this project have been applied to this type of test,which has achieved good results and also provided technical support for subsequent tests.Keywords:elevator；control system；operation test；test method1引言随着航空技术的发展,飞机性能不断提高，活动翼面（如升降舵、方向舵、副翼）在操纵运动过程中是否卡滞或干扰，直接影响到飞机的操纵性能和飞行安全。
飞机机身结构的模态分析与优化设计
飞机机身结构的模态分析与优化设计随着民用航空业的飞速发展，航空器的结构设计也得到了极大的改善。
飞机机身结构作为飞机重要的组成部分，其优化设计与模态分析对于飞机的安全性、舒适度、减少疲劳损伤以及航空器加速度降低等方面都有极为重要的影响。
因此，这篇文章将介绍飞机机身结构的模态分析与优化设计，以促进航空器的发展。
一、机身结构的模态分析在机身结构设计中，模态分析是非常重要的步骤。
模态分析是指对一种结构在一定的边界条件和外荷载作用下，研究其自由振动频率、振型以及对外部激励的响应情况。
模态分析的结果可以用来指导设计工作和预测结构运行和安全。
1、有限元法在模态分析中，有限元法是一种广泛使用的方法。
它可以将结构离散化成各种复杂的形式，如单元板、单元梁、单元壳体等，用矩阵方法求解复杂结构的振动特性。
有限元法具有计算精度高、处理能力强和适用范围广等优点，在机身结构的模态分析中的使用也是十分广泛。
2、振型及频率分析模态分析时，振型及频率是求得的主要指标之一。
振型是指结构在自由振动时的振动状态。
在模态分析中，振型可以描述结构运动的特点，用于确定结构的刚度和几何形状，通过振型的分析可以了解结构的哪些部位较为关键，以便进行后续的优化设计。
频率是指结构在自由振动状态下所具有的振动周期。
在模态分析中，频率越高，表示结构越容易发生共振或者很容易出现破坏，因此，频率的分析为航空器的设计提供了参考和依据。
3、模态优化模态优化是指通过对机身结构进行振动模态分析，找到机身结构的主要振动模态和对应频率，从而进行优化设计。
模态优化设计可以减少机身结构共振的可能性，从而避免机身结构发生破坏，保证飞机安全飞行。
二、机身结构的优化设计机身结构的优化设计是对航空器机身设计的一个重要环节。
通过对机身结构的优化设计，可以提高航空器的性能和安全水平。
具体的优化设计包括如下方面。
1、结构的减重结构的减重是对机身结构的安全性能、效率和可靠性都有极高的要求。
在设计机身结构时，减轻重量可以增加载荷能力、降低阻力、减轻燃料消耗等。
全机疲劳试验技术探索
图２ Ｆ Ｃ Ｓ 全数字 自动协调加载机 的 Ｃ Ａ Ｔ 工作原理 Ｒ Ｔ Ｆ Ｅ ： 根据定义的飞 行谱生成控制器命令信号 。 通过 光纤 ， Ｒ Ｔ Ｆ Ｅ 把命令传送到 Ｓ Ｍ Ｃ单元 ，而数据通过 同样的方式返回到 Ｒ Ｔ Ｆ Ｅ 。在计 算机 （ Ｆ ｃ ｓ Ｍ ａ ｎ ａ ｇ ｅ ｒ ） 内建立试验 的过程 中， 载荷情况之间的时间 （ 也 称为每步转换 闭）和作动筒特性都可 以设定在各种水平 。利用这 个信 息，Ｒ Ｔ Ｆ Ｅ处理器计算 出最合适 的试验速度 。
科技 论 坛
全机疲 劳试验技术探 索
任锋 亮 郑
甜
（ 中航工业洪都 ６ ５ ０所 ， 江西 南昌 ３ ３ ０ ０ ２ ４）
【 摘 要】 本论 文通过 对全机 结构疲劳试验变压心计算 、飞机 姿 态控制和试验 多点协调 同步加 载等技 术工作原理的 阐述 ，探 索全 机疲 劳试验技术上的可行性。
在 执行一个 新的步指令之 前，Ｓ ｍ ａ ｒ Ｔ Ｅ Ｓ Ｔ将对来 自所有控制组 的 控制通道 进行 同步处理 。因此 ，所有试验速度将保持相 同。 Ｓ Ｍ Ｃ ：Ｓ Ｍ Ｃ机架内放置 了 Ｓ ｍ ａ ｒ Ｔ Ｅ Ｓ Ｔ控制器，这些控制器与它们 自身对应 的 （ 液 压）作动筒相连。作动筒需要一个不断更新的 电流 输入，它 必须不 断测量控制位置和试验件施加在作动简上 的力。
【 关键词 】变压心计算 ；姿 态控制 ；多点协调加载 ；全机疲 劳
引 言
根据试验件 的不 同疲 劳试验 可分 为典型结构疲 劳试验和全尺寸 结构疲劳试验，全尺寸结构试验件又分为整机 型和分 段型，本文仅 论述整机型 ，即，全机疲劳试验。 对典型结构疲劳试验而 言，全机 疲劳试验 优势在于结构试验件 的所有细节都 比较完整 ，各部分 受载 的边界 条件 ，工艺性质 以及集
飞机结构强度充压试验风险分析及相关技术研究
飞机结构强度充压试验风险分析及相关技术研究发布时间：2021-07-06T16:18:24.490Z 来源：《基层建设》2021年第9期作者：申恒廷[导读] 摘要：飞机生产和使用中会遇到各种各样的损伤问题，需要设计人员去解决，帮助工厂完成生产任务及保障外场飞机使用。
山东太古飞机工程有限公司山东省济南市 250000摘要：飞机生产和使用中会遇到各种各样的损伤问题，需要设计人员去解决，帮助工厂完成生产任务及保障外场飞机使用。
损坏结构的补强，需要强度专业重新进行强度评估，目的是保证结构的处理满足强度要求。
在损伤处理中，强度评估时需要根据具体情况，从不同角度去考虑问题。
关键词：飞机结构强度；充压试验；风险引言国飞机强度研究所是我国航空工业唯一的飞机强度鉴定与验证的地面试验专业机构。
根据试验与研究需要，设置了飞机静力与疲劳、结构动强度与航空声学、结构热强度、结构损伤监测技术、金属材料疲劳与损伤容限、复合材料结构性能、全机气候环境等试验室，配备了具有国际先进水平与国内领先水平的“MTS伺服协调加载系统”“飞机地面振动试验系统”、起落架落震、摆振试验系统、振动与冲击试验系统、航空声学试验系统以及热强度试验系统。
1飞机结构强度充压试验风险分析在飞机结构强度试验中，采用合理的加载方式是试验高质量完成的前提和保证。
多轮多支柱起落架形式的飞机，其主起落架由多个独立或者相互交错的单支柱起落架组合而成，各起落架支柱层叠式布局。
起落架作为飞机的主要承载部件，对其结构强度考核则显得尤为重要，它主要承受航向、侧向和垂向的载荷。
由于多轮多支柱起落架在航向为串列式布置且空间狭小，各起落架航向加载力线重叠，且通常存在前后双向载荷，造成处于中间部位的航向载荷极难施加，给起落架的考核造成极大困难。
现有飞机结构强度试验中，由于多支柱起落架空间限制，各试验工况分批次进行，通过换装来完成所有起落架的强度考核，若起落架较少，则采用复合杠杆等常规软式连接方案即可实现。
航空器结构强度分析及优化设计
航空器结构强度分析及优化设计随着人类科技的不断发展，航空器在我们的生活中变得越来越重要，它已经成为了我们出行的重要方式，更是现代战争的重要工具之一。
但是，随着技术的继续发展，创新是不可避免的。
众所周知，航空器的结构强度是直接关系到人员和机载设备的安全，因此，对于航空器的结构强度分析及优化设计是航空器制造过程中非常重要的一个步骤。
一、航空器结构强度分析在制造一架航空器之前，需要对机身的各个部位进行结构强度分析，分析各个部位的荷载承受能力和强度能否满足设计要求。
具体的方法是进行有限元分析，采用计算机模拟技术，将航空器的结构分成几千甚至几万个小的结构单元（有限元），通过计算各个部位的应力分布、变形情况和破坏模式等，从而得出这部分结构单元的应力、应变、位移等参数，并且进行一些参数的对比分析，从而得出整个机身各部位的结构强度情况。
此时，可以根据分析结果进行优化设计，使得航空器在承受外界荷载时拥有更好的强度和安全保障。
二、航空器结构优化设计在航空器的结构强度分析后，可以通过结构优化设计来进一步提升航空器的性能和品质。
主要针对以下几个方面：（1）减轻航空器的重量，提高其性能航空器的重量一直是一个非常重要的问题。
在机身设计时，需要尽可能减轻机身的重量，提高可携带载荷和提高飞行效率，但同时不能牺牲飞行安全性。
在进行优化设计时，需要考虑机身的各个部位，优化设计其形状，选择更轻更强的材料，通过有限元分析等计算方法来得出合适的部位厚度，达到一定的加强效果，并且降低整个机身的重量。
（2）提高航空器的运动性能和滑行性能在航空器的结构设计中，还需要关注航空器在空中或地面上的运动性能和滑行性能。
在进行优化设计时，需要考虑机翼、发动机结构和机身造型等问题，尽可能增加和提高其运动性能，从而加强机身的性能指标。
此外，在地面滑行时，滑行性能对于机身的安全也有很大的影响。
因此，在优化设计时，也需要充分考虑机身在地面上的运动性能和滑行性能，以确保其整体性能的稳定性和安全性。
飞机结构疲劳性能的数值分析和优化设计
飞机结构疲劳性能的数值分析和优化设计第一章：引言飞机结构疲劳性能是飞机安全性和寿命的关键因素之一。
通过数值分析和优化设计，可以预测和改进飞机在疲劳载荷下的结构性能，提高飞机的安全性和寿命。
第二章：飞机结构疲劳性能分析2.1 疲劳载荷分析疲劳载荷是指飞机在飞行和地面维护过程中所受到的循环荷载，是导致飞机结构疲劳的主要原因。
对疲劳载荷进行分析，可以确定飞机的典型飞行和地面操作中的载荷水平和频率。
2.2 结构疲劳寿命计算结构疲劳寿命是指飞机结构在特定疲劳载荷下可以承受多少循环载荷循环后失效的时间。
飞机结构疲劳寿命的计算需要采用疲劳强度和疲劳寿命理论，并考虑材料、结构几何形状、载荷特征等因素。
2.3 疲劳裂纹扩展分析疲劳载荷作用下，结构中可能会出现疲劳裂纹。
疲劳裂纹扩展分析是通过数值模拟和实验测试，确定疲劳裂纹的尺寸演化、扩展速率和末状态，以确定飞机结构的疲劳寿命和裂纹控制方案。
第三章：优化设计方法3.1 材料优化设计在飞机结构中，不同部位的材料应根据使用要求进行选择。
优化材料的选择可以提高结构的强度和抗疲劳能力。
3.2 结构优化设计结构优化设计是通过对结构的几何形状、布局、连接方式等进行优化，改进结构的强度和抗疲劳能力。
常用的结构优化设计方法包括拓扑优化、尺寸优化和材料优化等。
3.3 加强设计对于经常受到较大载荷作用的部位，可以通过加强设计来提高其强度和抗疲劳能力。
加强设计一般采用悬挂件、筋片、支撑件等方式来对结构进行加固。
第四章：数值分析与优化实例4.1 数值分析实例以典型飞机结构为例，进行结构疲劳寿命计算和疲劳裂纹扩展分析，并对疲劳载荷进行分析，预测结构在实际运行中可能遇到的故障。
4.2 优化实例通过结构优化设计和材料优化设计，改进典型飞机结构在疲劳载荷下的强度和抗疲劳能力，并通过加强设计对部位进行加固，提高飞机的安全性和寿命。
第五章：结论通过数值分析和优化设计，可以预测和改进飞机在疲劳载荷下的结构性能，提高飞机的安全性和寿命。
飞机部件装配误差累积分析与容差优化方法研究
飞机部件装配误差累积分析与容差优化方法研究一、本文概述Overview of this article随着航空工业的快速发展，飞机部件的装配精度对于确保飞行安全和提高飞机性能具有至关重要的作用。
装配误差的累积不仅可能导致飞机性能下降，甚至可能引发严重的安全问题。
因此，对飞机部件装配误差的累积进行深入分析，并研究相应的容差优化方法，对于提升飞机制造质量、保障飞行安全以及推动航空工业的持续发展具有重要意义。
With the rapid development of the aviation industry, the assembly accuracy of aircraft components plays a crucial role in ensuring flight safety and improving aircraft performance. The accumulation of assembly errors may not only lead to a decrease in aircraft performance, but may even cause serious safety issues. Therefore, conducting in-depth analysis of the accumulation of assembly errors in aircraft components and studying corresponding tolerance optimization methods is of great significance for improving aircraft manufacturingquality, ensuring flight safety, and promoting the sustainable development of the aviation industry.本文旨在系统研究飞机部件装配误差的累积规律，分析影响装配精度的主要因素，探讨误差累积的机理。
新型战斗机全机疲劳试验飞机支持系统设计
Application 应用 技术 案例 产品66 │ 今日制造与升级图9 位移（mm）—载荷（%）曲线图图8 应变（με）—载荷（%）曲线图试验当中。
该载荷处理、施加方法综合利用空间解析几何及三维设计软件对节点载荷进行载荷等效处理及合并，求解出合力点位置及其矢量，然后通过特定的加载系统实现曲面载荷的施加，顺利完成了座舱盖全部工况试验。
试验结果表明该载荷处理方法科学、合理，对类似曲面结构试验有重要借鉴意义，可以推广应用。
参考文献[1]中国人民解放军总装备部. 军用飞机结构强度规范——地面试验：GJB 67.9A-2008 [S]. 北京:总装备部军标出版发行部, 2008.[2]强宝平. 全尺寸飞机结构试验技术 [J]. 航空科学技术,2012（6）:10-13.[3]中国飞机强度研究所. 航空结构强度技术[M]. 北京: 航空工业出版社, 2013:357.[4]王正平, 韩鸿源. 飞机结构试验载荷演算方法研究 [J]. 西北工业大学学报,1999， 17（4）:649-652.作者简介裴连杰（1985- ），男，河南新乡人，本科，高级工程师，主要从事全尺寸飞机地面强度试验技术研究工作。
为660με，最大位移为6.4mm。
图中应变与载荷总体线性关系较好试验中 座舱盖位移总体较小，典型部位最大位移不超过7mm，位移与理论计算结果较吻合。
6 结束语本文以某型飞机座舱盖为研究对象，研究了一种用于曲面结构的载荷处理、施加方法，并成功应用于飞机曲面结构强度新型战斗机全机疲劳试验飞机支持系统设计裴连杰，郭俊毫，郑建军（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，陕西 西安 710065）［摘 要］分析了某新型战斗机全机疲劳试验中关于飞机支持的新要求新挑战，通过采用全新的支持设计形式、先进飞机支持加载与约束技术、约束点载荷数据分析方法，实现了新型战斗机全机疲劳试验的支持。
简化、优化了支持结构的设计形式，节约了试验空间；设置了完善的飞机支持保护系统，提高了试验的安全性；垂向、侧向和航向约束分别采用撑杆式支持设计形式、自适应对拉约束形式和均载约束形式，降低了约束点误差、提高了约束系统稳定性；采用约束点误差点补偿技术，提高了约束点被动加载的精度。
飞机装配容差优化设计方法研究
飞机装配容差优化设计方法研究对于飞机的装配是需要有合理的误差，而对于飞机整体质量，合理的装配容差是可以提高飞机的整体性能和研发成本，同时还能提高飞机的装配效率，对于飞机装配工艺中，怎样去容差设计，选择合理的装配方法，可以通过容差建模的方法，通过装配尺寸链，进行容差分析，从多个方面、多个角度进行分析，对于容差建模方法也是有很多种，像尺寸容差、行位容差和配合容差，通过对分机装配误差的设计和控制，将整体性能提升。
标签：容差设计；容差建模；容差分析1 前言在飞机装配中，容差设计是非常重要的，它可以影响很多，飞机装配容差设计需要先理解公差、容差、装配容差的区别，公差是指设计中允许的形状好尺寸的范围，容差是指几何形状和尺寸变动的基准，装配容差是转配中限定的变量。
2 飞机装备容差设计现状及其中问题容差设计是飞机设计与制造不可缺少的重要组成部分，是保证飞机设计功能实现的关键因素之一，而降低成本是获取经济效益的必要手段，提高产品质量是赢得用户的根本。
因此，有必要对容差设计进行全面深入研究，并在此基础上研究如何在保证产品质量的情况下，降低产品制造成本，这就需要对产品容差进行优化设计，这方面的研究也正是目前国内外飞机制造系统领域的研究热点之一。
飞机制造技术难度大，工程艰巨，协作面广，需要投入巨额资金的综合性高技术产业，航空企业是国内最早应用CAD/CAM技术的大型企业，设计部门在引进大量软件的基础上采用CAD技术收到较好的效果，由于CAD/CAM在飞机设计制造中的应用，提高了飞机制造水平。
应用计算机辅助技术实现飞机装配容差分析与设计已经成为飞机制造业发展的重要手段，利用计算机辅助容差设计，进行各种数据精确计算和校核工作，极大地提高了设计技术人员地工作效率，从而加快了新产品地投产，为航空设计制造技术的发展提供理论基础和关键技术。
然而，由于容差设计涉及机械工程、几何学、数学、计算机应用等学科的内容，具有复杂性大和研究内容跨学科的特点，导致计算机辅助容差设计（ComputerAidedTolerancing，CAT）的研究进展远远落后于计算机辅助设计（CAD）、计算机辅助制造（CAM）以及计算机辅助工艺规划（CAPP）的进展。
直升机尾部结构疲劳及缺陷容限试验装置研制及应用
装备环境工程第20卷第5期·42·EQUIPMENT ENVIRONMENTAL ENGINEERING2023年5月直升机尾部结构疲劳及缺陷容限试验装置研制及应用李清蓉1，包名1，江洪流2（1. 中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001；2. 南昌航空大学，南昌 330063）摘要：目的获得尾部结构的疲劳寿命和检查周期，满足民用直升机适航验证要求，保证飞机的飞行安全，开展复合材料尾部结构疲劳及缺陷容限试验技术研究。
方法介绍了尾部结构疲劳及缺陷容限试验专用试验台、气动冲击设备、柔性自动特征扫描成像无损检测系统等的设计及研制，采用研制的成套试验装置，实现尾部结构试验件连接约束和载荷边界的全面真实模拟、复杂载荷谱的精确控制、冲击损伤缺陷预制及缺陷自动识别与检测。
结果经试验验证，载荷误差小于2%，冲击能量误差小于2%，缺陷检测误差小于1 mm，各项指标都满足项目研究目标和技术指标要求。
结论研究成果在民用直升机研制中得到了成功应用，可为后续其他直升机尾部结构疲劳及缺陷容限疲劳试验提供良好的借鉴，具有重要的工程应用价值。
关键词：尾部结构；疲劳及缺陷容限；试验方法；冲击；无损检测中图分类号：V216 文献标识码：A 文章编号：1672-9242(2023)05-0042-09DOI：10.7643/ issn.1672-9242.2023.05.007Development and Application of Fatigue and Flaw Tolerance Test Deviceon Helicopter Tail StructureLI Qing-rong1, BAO Ming1, JIANG Hong-liu2(1. China Helicopter Research and Development Institute, Jiangxi Jingdezhen, 333001, China;2. Nanchang Hangkong University, Nanchang 330063, China)ABSTRACT: The work aims to study the fatigue and flaw tolerance test technology of composite tail structure, in order to ob-tain the fatigue life and check interval of tail structure, meet the airworthiness verification requirements of civil helicopters and ensure the flight safety of helicopters. The design and development of the specialized test bench, pneumatic impact equipment, flexible automatic scanning and imaging nondestructive testing system for the fatigue and flaw tolerance test of tail structure were described. With the whole set of test devices, the connecting restriction and load boundary of the tail structure specimen were simulated fully, the complex load spectrum was controlled accurately, the impact flaws were prefabricated and the flaws were detected automatically. The experimental results indicated that the load error was less than 2%, the impact energy error was less than 2% and the error of flaw detection was less than 1 mm. All indicators satisfied the research objectives and technical in-dicators of the project. The research results have been successfully applied in the development of civil helicopters, which can收稿日期：2023–03–15；修订日期：2023–04–28Received：2023-03-15；Revised：2023-04-28作者简介：李清蓉（1976—），女。
飞行器设计中的多目标优化
飞行器设计中的多目标优化在现代航空航天领域，飞行器设计是一项极其复杂且充满挑战的任务。
随着科技的不断进步和应用需求的日益多样化，仅仅追求单一性能指标的优化已经无法满足实际需求。
多目标优化在飞行器设计中的应用变得至关重要，它能够综合考虑多个相互冲突的目标，从而设计出更加高效、可靠和实用的飞行器。
多目标优化在飞行器设计中的意义非凡。
飞行器的性能涉及多个方面，比如飞行速度、航程、燃油效率、载重能力、稳定性、操控性以及制造成本等。
这些目标之间往往存在着相互制约的关系。
例如，为了提高飞行速度，可能需要增加发动机功率，但这又可能导致燃油消耗增加和成本上升；为了增加载重能力，可能需要增大飞行器的结构尺寸，但这又可能影响其空气动力学性能和飞行操控性。
因此，在设计过程中，需要同时权衡这些目标，找到一个最优的平衡点。
在多目标优化中，首先要明确各个目标的具体要求和限制条件。
比如，对于商用客机，重点可能在于提高燃油效率以降低运营成本，同时保证足够的载客量和飞行舒适性；对于军用战斗机，高速、高机动性和隐身性能可能是首要考虑的目标；而对于货运飞机，载重能力和航程则可能是关键因素。
这些不同的目标和限制条件构成了一个复杂的多目标优化问题。
接下来，需要选择合适的优化算法和工具。
常见的多目标优化算法包括遗传算法、粒子群优化算法、模拟退火算法等。
这些算法能够在多个目标之间进行搜索和平衡，找到一组非劣解（Pareto 最优解）。
例如，遗传算法通过模拟生物进化的过程，对设计变量进行编码、交叉和变异操作，从而逐步优化目标函数；粒子群优化算法则通过模拟鸟群的觅食行为，寻找最优解。
同时，还需要借助计算机辅助设计（CAD）和计算流体力学（CFD）等工具，对飞行器的外形和内部结构进行建模和分析，以准确评估不同设计方案的性能。
在实际的飞行器设计中，多目标优化的应用案例众多。
以飞机机翼的设计为例，机翼的形状和尺寸直接影响飞机的升力、阻力和燃油效率等性能。
机械结构优化设计中的多目标多约束优化方法研究
机械结构优化设计中的多目标多约束优化方法研究随着科技的不断进步和发展，机械结构优化设计在工程领域中扮演着越来越重要的角色。
如何通过优化设计方法实现结构的多目标多约束优化成为了研究的热点。
本文将就机械结构优化设计中的多目标多约束优化方法进行探讨。
首先，我们需要明确多目标多约束优化的概念。
传统的优化设计通常只关注单一的目标和约束条件，而在实际工程中，结构的优化往往涉及到多个目标和约束条件。
多目标优化设计需要在不同目标之间寻找一个平衡点，使得各个目标尽可能得到满足。
多约束优化设计则要求结构要满足多个约束条件，如强度、刚度、重量等。
因此，多目标多约束优化设计需要综合考虑多个因素，以达到最优设计方案。
在机械结构优化设计中，常用的多目标多约束优化方法包括遗传算法、粒子群算法、模拟退火算法等。
这些方法通过不同的策略和搜索算法，寻找最优解。
以遗传算法为例，它模拟了生物进化的过程，通过选择、交叉和变异等操作，从初始的随机种群中寻找最优解。
而粒子群算法则是模拟鸟群或鱼群的行为，在搜索空间中通过个体的位置和速度来寻找最优解。
模拟退火算法则是模拟金属退火的过程，通过温度降低的方式逐渐接近最优解。
这些方法在寻找多目标多约束优化问题上都取得了一定的成果。
除了这些传统的多目标多约束优化方法外，还有一些新兴的方法被应用在机械结构优化设计中。
例如，基于人工神经网络的优化方法、基于模糊逻辑的优化方法等。
这些方法通过模拟人类的思维和决策过程，将模糊不确定性纳入到优化模型中，能够更好地处理多目标多约束问题。
在实际应用中，机械结构优化设计中的多目标多约束问题常常具有非线性、离散和高维的特点，给优化过程带来了很大的挑战。
因此，如何选择适当的优化方法，并合理定义目标函数和约束条件，成为了研究者们关注的焦点之一。
此外，还需要考虑到计算资源和时间的限制，以及不同的设计阶段对优化设计方法的要求。
因此，机械结构优化设计中的多目标多约束优化方法研究仍然存在许多待解决的问题。
飞机结构全机有限元计算检查方法初探
飞机结构全机有限元计算检查方法初探杨晓东;邬旭辉【摘要】This paper describes data check and an inspection procedure for four steps in full-scale Finite Element Analysis ( FEA) of aircraft structure, which are FEA model assembling, external loads processing and check, FEM nodes loads generating and typical load cases analysis. Based on strict and timely checking of FEA model and ex-ternal loads, not only human errors on data processing will be reduced, but also the FEA efficiency of airframe structures will be improved. Furthermore, the capability of aircraft structural strength design will be enhanced as well.%为有限元模型组装、原始载荷处理、节点载荷生成、典型工况计算四个全机有限元计算步骤建立了数据校对和检查方法。
对计算模型和载荷数据严格的检查流程不仅可以降低分析中人为疏失的概率，而且可以提高效率，进而提升飞机结构强度设计能力。
【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2015(000)003【总页数】4页(P69-72)【关键词】全机有限元计算;模型检查;载荷检查【作者】杨晓东;邬旭辉【作者单位】【正文语种】中文飞机结构全机有限元计算检查方法初探Research on Inspection Procedure of Finite Element Analysis for Full－Scale Aircraft Structure杨晓东邬旭辉/ Yang Xiaodong Wu Xuhui(上海飞机设计研究院，上海201210)(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)摘要:为有限元模型组装、原始载荷处理、节点载荷生成、典型工况计算四个全机有限元计算步骤建立了数据校对和检查方法。
飞机飞行载荷实测技术分析
飞机飞行载荷实测技术分析1. 引言1.1 研究背景飞机飞行载荷实测技术是飞机设计和运行中非常重要的一部分，可以帮助工程师们更加准确地了解飞机在飞行中所承受的各种载荷情况。
在过去的几十年里，随着飞机的技术不断发展和飞行条件的不断变化，飞机的载荷实测技术也在不断更新和改进。
研究背景中，我们可以看到，飞机在飞行中所受到的各种载荷包括但不限于重力、升力、空气动力学载荷、机身结构载荷等，这些载荷会直接影响到飞机的安全性和性能。
研究飞机飞行载荷实测技术的目的在于帮助飞机设计师和飞行员更好地理解飞机的受载情况，从而提高飞机的飞行性能和安全性。
在这样的背景下，本文将重点探讨飞机飞行载荷实测技术的发展现状和应用情况，希望能够为飞机工程领域的相关研究提供一些参考和帮助。
通过深入分析不同的载荷实测技术，我们能够更好地认识到实测技术在飞机设计和运行中的重要性，为未来的飞机工程发展指明方向。
【研究背景】部分就是为了让读者更好地了解为什么飞机飞行载荷实测技术如此重要。
1.2 研究目的研究目的是通过对飞机飞行载荷实测技术的深入分析和研究，探讨其在飞机设计和运行中的应用及优势，进一步完善飞机设计和运行过程中的载荷监测系统，提高飞机的安全性和可靠性。
通过对常用的载荷实测技术和数据处理分析方法的介绍，可以为飞机设计和运行工程师提供参考，提高他们的工作效率和准确性。
研究飞机飞行载荷实测技术还可以为未来飞机设计和运行提供更加科学的依据，推动飞机工程领域的技术进步和发展。
本研究旨在深入探讨飞机飞行载荷实测技术，为飞机工程领域的发展做出贡献，提高飞机的安全性和可靠性。
1.3 研究意义飞机飞行载荷实测技术的研究意义非常重大。
实测载荷数据可以为飞机设计提供必要的依据，通过准确测量飞行中的各种载荷情况，可以更好地了解飞机在飞行中所受到的力和压力变化，从而为飞机结构的设计和改进提供参考。
实测载荷数据对于飞机空中运行的安全性和稳定性至关重要。
只有通过实时监测和分析载荷数据，才能及时发现飞机可能存在的问题或风险，进行必要的调整和控制，确保飞机的飞行安全。
设计师必看，飞行器结构优化设计的关键问题！
设计师必看，飞行器结构优化设计的关键问题！新世纪以来，先进制造技术的发展极大地促进了我国航空航天技术与高端装备的进步，其中以增材制造为代表的整体结构构型制造工艺正成为实现下一代航空航天飞行器结构系统轻量化、高性能和多功能研制的有力保障，也极大地促进了结构整体构型设计理论与方法的发展。
在飞行器结构的研制过程中，结构的整体构型使结构主承力框架、次承力件和设备安装支架等承载环节实现整体化构造、一体化布局和紧凑性、轻量化构型设计，可最大限度地减少结构的工艺分离面，省去受限于制造工艺而添加的过渡辅助结构特征和连接件，大幅提高结构完整性。
《飞机设计手册》明确指出，大型复杂结构件，尤其是主承力结构件采用整体构型设计，不但可以减少零件数目、降低结构重量，而且飞机结构效率、承载性能和可靠性可成倍甚至数10 倍提高，可以说结构整体构型是先进飞行器设计与制造技术进步的重要标志之一。
随着新型飞行器性能要求的不断提高，结构整体构型设计已经超越了传统的结构传力路径构造和承载的一体化范畴。
当前，结构承载性能与防热、减振、降噪、电磁等多功能、多尺度、跨学科的一体化设计与制造显得越来越重要。
近年来，作为整体结构构型设计的基础，以拓扑优化为代表的结构优化设计理论与方法在计算力学领域以及航空航天、机械工程应用中取得了长足的进步，引发了创新设计方法的变革，其显著的工程应用效果成为众多学科领域的研究热点。
然而，现有结构拓扑优化设计理论与方法仍然属于单一结构构型设计模式，在结构整体构型设计中通常只能采用结构拓扑和功能特征布局的串行设计方式，即先通过拓扑优化确定结构构型，然后进行详细结构设计并在特定预留位置设计功能特征。
这种顾此失彼的设计方式不仅无法体现从结构构型到功能特征以及从主承力框架到次承力件力学性能之间的耦合关系，而且难以实现系统刚度、质量等特性以及多学科功能的匹配协调设计，实际过程中往往需要添加辅助支撑和配重来补偿传力路径并调节系统质量分布，结果造成系统增重、承载性能下降，无法满足先进飞行器整体结构构型设计的力学性能与多学科功能要求。
超大薄壁结构柔性装配偏差建模及变形协调计算
超大薄壁结构柔性装配偏差建模及变形协调计算超大薄壁结构构成大型飞机、新一代运载火箭和太空站等产品骨架,是产品的主要承力结构,其装配偏差直接影响装备的整体性能。
超大薄壁构件变形呈现几何非线性特征,现有薄壁结构装配偏差模型计算精度低,无法准确描述薄壁的旋转变形,导致结构装配偏差难以精确预测。
超大薄壁结构的封闭性造成装配过程中偏差传递呈强耦合性,导致结构装配偏差传递规律难以分析,结构装配偏差预测及补偿困难,现场超大薄壁结构装配偏差控制依赖反复“试错”调试,极大影响了结构装配质量和效率。
针对超大薄壁结构装配偏差精确描述及变形协调计算问题,本文基于绝对节点坐标法建立新型高阶梁/板单元模型及含筋板单元模型,用以精确描述薄壁结构的旋转变形。
首次将绝对节点坐标法应用于薄板结构装配偏差分析中,建立薄壁结构装配变形协调力学计算模型。
根据薄壁结构几何特征定义结构典型偏差模式,建立装配偏差传递函数和装配偏差质量指标体系,实现不同参数条件下超大薄壁结构装配偏差传递的定量分析,研究超大薄壁封闭结构装配变形协调及偏差累积规律。
结合工程实际设计薄壁结构立式装配实验台,开展薄壁结构的装配及偏差测量实验,验证本文提出方法的有效性。
本文的主要研究内容包括以下几个部分:1)基于绝对节点坐标法的新型含筋板单元设计修改现有板单元模型的形函数,建立了非规则曲面单元模型,解决了现有矩形单元对复杂曲面离散时产生的畸变问题。
针对现有单元模型在数值计算中存在的泊松锁闭和剪切锁闭问题,构造了以高阶代数多项式表示的单元位移函数,引入可描述单元截面变形模式和提高其截面插值阶数的高阶斜率坐标,建立了新型高阶梁/板单元模型,并通过仿真案例验证单元的有效性。
考虑含筋板单元模型中加强筋的布置形式及几何约束条件,建立了梁单元和板单元接触界面的变形协调方程,推导了梁/板单元间的节点坐标变换矩阵,提出了构建具有不同几何连续性和性能的新型含筋板单元模型的通用方法。
通过仿真案例验证了含筋单元模型的正确性,并分析了加强筋的尺寸,数目及布置位置对结构性能的影响。
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力 误 差
［ 收 稿 日期 ］ ｚ Ｏ １ ４ 一Ｏ ４ —２ ３ ［ 作 者简 介］ 王 高 利 （ １ ９ ７ ２ 一） ， 男， 陕 西 西 安人 ， 中航 工 业 飞 机 强 度 研 究 所 八 室 高 级 工 程 师 ， 主 要 从 事 飞 机 结 构 强 度 试 验 设 计 与 分 析 工 作。
ｃ ａ ｕ ｓ ｅ ｓ ａ ｒ ｅ ａ ｎａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｈｉ ｓ ａ ｒ ｔ ｉ ｃ ｌ ｅ，ａ ｎ ｄ ａ ｍｅ ｔ ｈｏ ｄ ｉ ｓ ｐｒ ｏｐ ｏｓ ｅ ｄ，ｗｈ ｉ ｃ ｈ ｈａ ｓ ｂ ｅ ｅ ｎ ｐ ｒ ｏ ｖｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｅ ｓ ｔ ．
ｏ ｐｔ ｉ ｍｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏｎ
小 直接 反 映 了主动 加 载点 加 载 是 否 准 确 ， 对关 键 部
１ 引 言
在 全机 静力 ／ 疲劳 试验 中 ， 先 将飞 机 固定在试 验 支 持夹具 上 。为 了 防止 试 验 过 程 中 飞机 产 生 平 移 、
位 的考 核是 否真 实 。为 了有 效 地减少 约束 点载 荷误
Ｅｒ ｒ ｏ ｒ Ａｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ＆ Ｏｐｔ ｉ ｍｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｆ ｏ ｒ
Ｃｏ ｎｓ ｔ ｒ ａ ｉ ｎｔ Ｐｏ ｉ ｎｔ Ｌｏ ａ ｄ ｏ ｆ Ｆｕ ｌ ｌ Ｓ ｃ ａ ｌ ｅ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｔｅ ｓ ｔ
Ｗａ ｎ ｇ Ｇａ ｏ ｌ ｉ ，Ｔａ ｎ ｇ Ｊ ｉ ｙ ｕ ｎ
Ｖ ｏ １ ． ５ ４ Ｎｏ ． ２
工程与试验 Ｅ ＮＧ Ｉ ＮＥ Ｅ Ｒ Ｉ ＮＧ ＆ Ｔ Ｅ Ｓ Ｔ
Ｊ ｕ ｎ ｅ ２ ０ １ ４
全 尺 寸 飞机 结 构试 验 约束 点 载荷 误 差 分 析 及 优 化
王高利 ， 唐 吉运
（ 中航 工 业飞机 强度研 究所八 室 ， 全 尺 寸飞机 结构静 力／ 疲 劳重 点实验 室 ， 陕西 西安 ７ １ ０ ０ ６ ５ ）
差， 有 必要对 相关 影 响 因素 进行 仔细 分析 ， 找 出主要
原 因并 设法 解决 。
俯仰、 滚 转 和偏航 等现 象 ， 除飞机 的 ３ 个 垂 向支持 点 外， 还需设 置 航 向和侧 向 约束 点 来 进 行 飞机 姿 态 控 制， 通 常采用 静定 约束 的方式 。 在 静定 约 束 的情 况 下 ， 无 论 约束 点 是 否参 与 了 全 机平衡 ， 它 的载 荷反 馈总是 真 实存在 的 ， 约束点 处 的载荷 反馈 在试验 前 可 以通 过理 论计算 得 到 。试 验
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ ： ｆ ｕ ｌ ｌ — ｓ ｃ ａ ｌ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ；ｃ ｏ ｎ ｓ ｔ ｒ ａ ｉ ｎ ｔ ｐ ｏ ｉ ｎ ｔ ｌ ｏ ａ ｄ；ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｍｅ ａ ｓ ｕ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ；ｅ ｒ ｒ ｏ ｒ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ；ｅ ｒ ｒ ｏ ｒ
摘 要： 在全尺寸飞机结构试验 中， 由 于加 载误 差 、 安装误 差 、 计算误 差 、 扣重误 差及飞机 的变形 等因素影 响 ， 约 束
点 载 荷 反 馈 总 是存 在误 差 。 在工 程 实 施 中 ， 这 种 误 差 不 可 避 免 。 本 文 分 析 了引 起 约 束 点 载 荷 误 差 的 原 因 ， 提出了
解 决 措施 ， 并 在 试 验 中得 到 验 证 。
关键 词 ： 全尺寸试验 ； 约束 点 载荷 ； 计算测量 ； 误差分析 ； 误 差 优 化 中图分类号 ： Ｖ２ １ ６ 文献标识码 ： Ｂ ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ６ ７ ４ — ３ ４ ０ ７ ． ２ ０ １ ４ ． ０ ２ ． ０ １ ３
（ Ｃｈ ｉ ｎ ａ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｓ ｔ ｒ ｅ ｎ ｇ ｔ ｈ Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ｅ ｉ ｇ ｈ ｔ ｈ ｄ ｅ ｐ ａ ｒ ｔ ｍｅ ｎ ｔ ，Ｆｕ ｌ ｌ Ｓ ｃ ａ ｌ ｅ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆｔ
ｂ ｌ ｉ ｎ ｇ，ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ，ｗｅ ｉ ｇ ｈ ｔ ｄ ｅ ｄ ｕ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ，ｅ ｔ ｃ ．Ｔｈ ｅ ｓ ｅ ｅ ｒ ｒ ｏ ｒ ｓ ａ ｒ ｅ ｕ ｎ ａ ｖ ｏ ｉ ｄ ａ ｂ ｌ ｅ ｉ ｎ ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ．Ｔｈ ｅ
２ 误 差来 源分 析
经 过对 以往 试 验数 据 的仔 细整 理 和分 析 ， 将 影
响 约束 点误 差 的因素 做 了分 类 ， 误 差 来 源 分析 如 图
１所 示 。
过程中， 由于 加载误 差 、 安装误 差 、 计算 误差 、 扣重 误
差 及飞 机 的变形 等 因素 影 响 ， 实 际 约 束 点载 荷 往 往 与 理论计 算结 果 不一致 。 约束 点 载荷误 差是 飞机 结构 静力试 验加 载结 果 的真实 反映 ， 是加 载质 量 的综 合衡 量指 标 ， 误差 的大
Ｓｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ Ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｃ＆ Ｆａ ｔ ｉ ｇｕ ｅ Ｅｍｐ ｈ ａ ｓ ｅ ｓ Ｌａ ｂ，Ｘｉ ａ ｎ ７ １ ０ ０ ６ ５，Ｓ ｈ ａ ｎ ｘ ｉ ，Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ： Ｔｈｅ ｒ ｅ ａ ｒ ｅ ｃ ｏｎ ｓ ｔ ｒ ａ ｉ ｎｔ ｐ ｏ ｉ ｎｔ ｌ ｏ ａ ｄ ｅ ｒ ｒ ｏｒ ｓ ｉ ｎ ｆ ｕ ｌ ｌ — ｓ ｃ ａ ｌ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｓ ｄｕ ｅ ｔ ｏ ｌ ｏａ ｄｉ ｎ ｇ，ａ ｓ ｓ ｅ ｍ—