飞机等幅疲劳试验载荷谱编制技术研究
18---规范谱编制技术的研究及应用---秦远珍,梁 勇
规范谱编制技术的研究及应用秦远珍，梁 勇（贵航飞机设计研究所， 贵州 安顺 561000）摘 要：文章讨论设计研制阶段的飞机编制载荷谱的方法，研究了编谱中利用其它机型空测数据的条件和数据使用限制。
介绍如何使用国军标（GJB67.6-85）提供的数据和设计要求、目标等综合资料获得新机规范载荷谱。
关键词：国军标 疲劳载荷谱 规范谱1 编制规范载荷谱的目的及方法随着飞机设计技术的提高，新设计机种在设计中就必须同步进行寿命控制，以保证产品能达到目标寿命。
规范载荷谱就是在新机设计阶段，根据设计目标、用途、性能给出产品在整个使用寿命期内可能经历的载荷-时间历程的预期情况的统计代表，并且能反映设计产品的实际使用情况，对于新飞机则必须包含所有可能的飞行包线和飞行任务剖面。
设计阶段的飞机获取编制载荷谱基础数据（主要是时间-载荷历程和飞行姿态）的常用方法有模拟飞行和借用同系列飞机模仿飞行空测加统计分析法。
飞行模拟法主要由驾驶员操纵飞行模拟器，模拟各类典型飞行任务，同时测量需要的各类飞行参数。
这种方法需要先进的飞行模拟器，耗费的物力大，时间周期也很长。
系列飞机模仿飞行空测加统计分析法是用相近机型的飞机，按设计机型的飞行技术条件做适量的飞行实测，结合空测数据和新设计飞机的性能变化、用途变化和寿命要求作修正处理，按统计分析方法获得编谱数据。
编制新机种的载荷谱需要利用上述某种方法获得飞行参数，从而确定机种载荷谱的典型任务科目、科目任务段、科目比例以及典型载荷状态，才具有形成总谱的技术条件。
2 选择编谱方法一个机种疲劳载荷谱的基本技术要求是要能反映飞机的实际使用情况，对处于设计研制阶段的新飞机，编制载荷谱用飞行模拟法是较理想的，但这个方法的试验周期长、试验费用高，国内机种很少采用；就是系列飞机模仿飞行的方法对于处于激烈市场竞争中的新机研制都没有时间周期，这表明新机设计载荷谱不能用以上方法获得参考的使用情况和飞行资料。
鉴于这种情况，对编制设计载荷谱的技术条件进行分析，确定编制载荷谱的实质是用小子样推断母体的随机过程，对研制机种就是用模拟子样推断机群预期时间-载荷历程的统计分析过程，因此可以用相关方法，寻找符合条件的子样。
飞行器材料疲劳行为实验研究
飞行器材料疲劳行为实验研究在航空航天领域，飞行器的安全性和可靠性至关重要。
而飞行器材料的疲劳行为直接影响着飞行器的使用寿命和飞行安全。
为了深入了解飞行器材料在复杂工况下的疲劳性能，进行系统的实验研究是必不可少的。
飞行器在飞行过程中会承受多种载荷的作用，如气动压力、振动、温度变化等。
这些载荷的反复作用会导致材料内部产生微小的裂纹，并逐渐扩展，最终可能导致结构失效。
因此，研究飞行器材料的疲劳行为对于保障飞行器的安全运行具有重要意义。
在实验研究中，首先需要选择合适的材料进行测试。
常用的飞行器材料包括铝合金、钛合金、复合材料等。
这些材料具有不同的力学性能和疲劳特性，需要根据具体的应用场景进行选择。
实验设备是进行疲劳实验的关键。
常见的疲劳实验设备包括电液伺服疲劳试验机、电磁共振疲劳试验机等。
这些设备能够精确地施加各种载荷，并实时监测材料的响应。
在实验设计方面，需要考虑多种因素。
例如，载荷类型（拉伸、压缩、弯曲等）、载荷幅值、加载频率、环境条件（温度、湿度等）等。
通过合理设计实验参数，可以模拟飞行器在实际飞行中的工况，从而获得更准确的实验结果。
以铝合金为例，进行拉伸疲劳实验。
首先，将制备好的铝合金试样安装在疲劳试验机上，并设置好加载参数。
在实验过程中，通过传感器监测试样的应变和位移变化。
随着加载循环次数的增加，可以观察到试样表面逐渐出现微小的裂纹。
继续加载，裂纹会不断扩展，直至试样断裂。
在实验过程中，还需要对试样进行微观组织观察。
通过光学显微镜、电子显微镜等设备，可以观察到材料内部的微观结构变化，如位错运动、晶界滑移等。
这些微观结构的变化与材料的疲劳行为密切相关。
对于钛合金材料，由于其具有高强度和良好的耐腐蚀性，在飞行器中的应用越来越广泛。
在进行钛合金的疲劳实验时，需要特别关注其在高温环境下的性能。
高温会导致材料的强度降低，从而影响其疲劳寿命。
复合材料在飞行器中的应用也日益增多。
与传统金属材料相比，复合材料具有更高的比强度和比刚度，但也存在着一些独特的疲劳问题。
飞行器设计中的材料疲劳研究
飞行器设计中的材料疲劳研究在航空航天领域，飞行器的设计是一项极其复杂且关键的工作。
其中，材料疲劳问题是一个至关重要却又常常被忽视的方面。
材料疲劳，简单来说，就是材料在反复承受载荷的作用下，逐渐产生损伤，最终导致失效的现象。
对于飞行器而言，这一问题的重要性不言而喻，因为任何微小的材料疲劳都可能引发灾难性的后果。
飞行器在飞行过程中，会经历各种各样的载荷和环境条件。
从起飞时的巨大推力，到飞行中的气流冲击，再到降落时的冲击和振动，这些都对飞行器的结构材料提出了极高的要求。
而材料疲劳，就是在这些反复的载荷作用下逐渐累积的。
让我们先来了解一下材料疲劳的基本原理。
材料内部存在着各种微观缺陷，如微小的裂纹、孔隙等。
当材料受到载荷作用时，这些缺陷附近会产生应力集中。
随着载荷的反复作用，裂纹会逐渐扩展。
一开始，这种扩展可能非常缓慢，难以察觉，但随着时间的推移，当裂纹达到一定长度时，材料的强度就会急剧下降，最终导致断裂。
在飞行器设计中，选择合适的材料是应对材料疲劳的第一步。
高强度的金属合金，如钛合金、铝合金等，因其出色的力学性能，常常被用于制造飞行器的关键部件。
以钛合金为例，它具有高强度、低密度、耐高温等优点，能够在恶劣的飞行环境中保持良好的性能。
然而，即使是这些高性能的材料，也并非完全免疫于疲劳的影响。
材料的加工工艺同样对疲劳性能有着重要的影响。
例如，锻造工艺可以使材料的晶粒更加细化，从而提高材料的强度和疲劳性能。
而不当的加工工艺，如焊接过程中的缺陷、热处理不均匀等，都可能导致材料内部产生残余应力，增加疲劳裂纹产生的风险。
为了研究材料的疲劳性能，工程师们采用了各种各样的实验方法。
其中，最常见的是疲劳试验。
在实验室中，通过对材料样品施加反复的载荷，模拟飞行器在实际飞行中的受力情况，观察材料的疲劳寿命和裂纹扩展规律。
此外，还有无损检测技术，如超声检测、X 射线检测等，用于检测材料内部是否存在缺陷。
在设计阶段，工程师们会利用有限元分析等方法，对飞行器的结构进行模拟和分析，预测可能出现疲劳问题的部位。
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法【摘要】本文主要介绍了直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法。
在分析了研究背景和研究目的。
在详细阐述了试验载荷计算方法概述、载荷模型、疲劳试验设计、载荷计算实例和试验结果分析。
结论部分指出了载荷计算方法的可行性，为直升机结构件疲劳特性研究提供了参考。
通过本文的研究，可以更好地理解直升机结构件在不同载荷下的疲劳特性，为提高直升机的安全性和可靠性提供技术支持。
【关键词】直升机、结构件、疲劳特性、试验、载荷计算方法、载荷模型、疲劳试验设计、试验结果分析、可行性、研究背景、研究目的、参考。
1. 引言1.1 研究背景直升机是一种非常重要的飞行器，其结构件的疲劳特性对直升机的安全飞行至关重要。
疲劳是材料在受到交变载荷作用下，在连续循环加载下发生的一种破坏形式。
直升机在飞行过程中会经历各种复杂的载荷状态，例如起飞、飞行和降落等过程中会受到风载荷、振动载荷等多种不同类型的载荷影响，这些载荷会对直升机结构件产生影响，导致疲劳破坏的发生。
对直升机结构件的疲劳特性进行研究和试验是非常必要的。
直升机结构件的疲劳特性试验是通过对直升机结构件进行加载试验，观测结构件在不同载荷状态下的疲劳破坏行为，从而分析结构件的疲劳性能。
为了准确地进行疲劳特性试验，需要对试验载荷进行合理的计算和设计。
通过对试验载荷进行准确计算，可以保证试验结果的可靠性和有效性，为直升机结构件的设计和改进提供科学依据。
研究直升机结构件疲劳特性试验载荷的计算方法具有重要的理论和实际意义。
1.2 研究目的研究目的旨在探讨直升机结构件的疲劳特性及其试验载荷计算方法，以提高直升机的安全性和可靠性。
具体来说，本研究旨在：1. 确定直升机结构件在疲劳载荷作用下的疲劳寿命，为延长直升机使用寿命提供依据；2. 优化直升机结构设计，提高其疲劳性能，减少疲劳损伤；3. 探索适合直升机疲劳试验载荷计算的方法，为工程实践提供可靠的依据；4. 为直升机结构件的安全评估和维修提供科学依据，保障直升机飞行安全。
航空器的结构强度与疲劳分析方法研究
航空器的结构强度与疲劳分析方法研究在现代航空领域，航空器的结构强度和疲劳问题是至关重要的。
确保航空器在各种复杂的飞行条件下保持结构的完整性和安全性，是航空工程领域不断探索和研究的核心课题。
航空器的结构强度，简单来说，就是指其承受外力作用而不发生破坏或过度变形的能力。
这包括了静态的载荷，如自身的重量、乘客和货物的重量，也包括动态的载荷，如飞行中的气流冲击、机动动作产生的加速度等。
而疲劳则是指在反复的载荷作用下，结构内部逐渐产生微小的裂纹，并随着时间和载荷循环次数的增加，这些裂纹可能不断扩展，最终导致结构的失效。
为了准确评估航空器的结构强度，工程师们采用了多种分析方法。
首先是材料力学分析，这是基于材料的物理性质和力学原理，对结构中的应力、应变等进行计算。
例如，通过拉伸试验确定材料的屈服强度、抗拉强度等关键参数，然后将这些参数应用于结构的力学模型中。
在实际应用中，会考虑到不同部位的材料特性可能存在差异，因此需要对关键部位进行详细的材料测试和分析。
有限元分析（Finite Element Analysis，简称 FEA）是目前广泛应用的一种强大工具。
它将复杂的结构离散化为众多小的单元，通过建立数学模型来计算每个单元的应力和应变。
工程师可以在计算机上建立航空器的三维模型，然后施加各种载荷和边界条件，软件就能自动计算出整个结构的应力分布情况。
这使得我们能够发现潜在的应力集中区域，从而提前进行结构优化设计。
在结构强度分析中，还需要考虑结构的连接方式。
例如，铆钉连接、焊接连接等不同的连接方式会对结构的强度产生影响。
对于这些连接部位，需要进行专门的分析和测试，以确保其能够承受预期的载荷。
疲劳分析则是另一个重要的方面。
疲劳寿命预测通常基于材料的疲劳性能数据和实际的载荷谱。
载荷谱是记录航空器在整个使用寿命期间所经历的各种载荷的时间历程。
通过对载荷谱的分析，可以确定结构所承受的循环载荷次数和大小。
然后，结合材料的疲劳曲线，可以估算出结构的疲劳寿命。
飞机载荷谱编制的新方法研究
飞机载荷谱编制的新方法研究
张福泽
【期刊名称】《航空学报》
【年(卷),期】1998(19)5
【摘要】通过对国内外飞机平均载荷谱编制方法的研究，首先指出现有编谱方法存在的问题，最后给出一种以代表每种实测科目的中值寿命（或损伤）的起落进行编谱的新方法。
按这种新方法编谱，可以保持实际飞行科目各动作间的真实先后顺序和各动作的真实载荷状态（载荷大小和作用位置，下同），可以真实地反映出载荷作用顺序和真实载荷状态对寿命的影响，因此可以提高定寿的可靠性。
本方法还可以大大简化编谱中的计数和计算，从而可以减少编谱的工作量，提高工作效率。
【总页数】7页(P518-524)
【关键词】中值寿命;载荷谱编制;载荷出现顺序;飞机
【作者】张福泽
【作者单位】北京航空技术研究中心
【正文语种】中文
【中图分类】V215.51
【相关文献】
1.民用飞机平尾水平安定面作动器疲劳载荷谱编制方法研究 [J], 雷平
2.飞机载荷/环境谱编制研究及应用 [J], 陈跃良;郁大照
3.基于中值寿命思想的飞机实测载荷谱编制方法研究 [J], 汤阿妮;蒋祖国
4.飞机结构静力试验载荷谱编制标准化研究 [J], 夏峰;郭琼;
5.飞机等幅疲劳试验载荷谱编制技术研究 [J], 隋福成;刘文珽
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全信息代表飞行起落疲劳载荷谱编制方法研究
全 信 息 代 表 飞行 起 落 疲劳 载 荷谱 编 制 方 法研 究
陆 华 ，陈 亮
（ 阳飞机设计研究所 ，辽宁 沈阳 沈
摘
１０３ ） １０ ５
要 ：针对某 重型歼击 机的实际使用特点 ，在只有少 量飞行载荷实测 数据 的基 础上 ，利用外 场飞机 实际使
用 情况 ，提出全信息代表 飞行起落法编制该型飞机疲 劳载荷谱 的方法 ，为先 进飞机 的载荷谱 的编制提 供一种 切实可行的科学理论 。 关键词 ： 载荷谱 ；全信息 ；代表飞行起落
理 论分 析和试 验 结 论 。 国外 对 编制 飞 机 的载 荷 谱
机 的机群 寿命 ，为 部 队 飞机 的使 用 管理 提 供 重 要
的依 据 。
都做了大量 的研 究工作 ，提 出了许 多编制方 法， 我国随着飞机设计工作 的不断发展和寿命评定工 作的需要，采用 了一些典型的编谱方法和一些具 有创 新 的新 方 法 ，并 应 用 到 多 种 型 号 飞 机 的定 、 延寿工作中，取得 了很大的成果 。 利 用全 信 息 代表 飞行 起 落 法编 制 的疲 劳 载荷 谱 ，立足于我 国的实际使用情况，改进 了传统 的 代表起落法仅依靠实测数据选取代表起落的做法 ， 用 该 谱进行 飞 机 的疲 劳 试 验 ，将 提供 该 型 系列 飞
维普资讯
第２ ７卷 第 ６ 期
２０ ０ ７年
１ ２月
飞
机
设
计
Ｖ０ ． ７ Ｎｏ ６ １２ ． Ｄｅ ｃ ２ ０７ Ｏｒ
ＡⅡ ａ Ｆ Ｓ ＧＮ ｔ Ｔ ＤＥ Ｉ
文章编号 ：１７ － ５９ ２０ ）６ ０ ３ — ５ ６ ３ ４ ９ （０ ７ ０ － ０ ８ ０
中 图分 类号 ：Ｖ １． １ ２５ ５ 文 献标 识 码 ：Ａ
航空器结构强度与疲劳分析技术研究
航空器结构强度与疲劳分析技术研究航空器的结构强度与疲劳分析技术是航空工程领域中的重要研究内容，它对航空器的安全性和可靠性具有至关重要的作用。
本文将对航空器结构强度与疲劳分析技术进行深入研究，探讨相关的理论和方法。
一、结构强度分析技术航空器的结构强度分析是指对航空器的结构进行力学分析和计算，以确定其是否满足承载需求。
结构强度分析涉及的主要内容包括：受力分析、疲劳强度分析和静力强度分析。
1. 受力分析受力分析是航空器结构强度分析的基础，通过考察航空器受力情况，包括静载荷和动载荷，确定分析模型，将受力转化为数学模型以求解。
在航空器设计的初期，通过受力分析，设计师可以确定结构材料、连接方法和优化设计方案，确保航空器的结构安全。
2. 疲劳强度分析疲劳强度分析是航空器结构强度分析的重要组成部分，主要用于预测航空器在疲劳循环作用下的寿命。
通过疲劳强度分析，可以识别航空器结构中的薄弱部位和潜在的疲劳断裂问题，并制定相应的修理和维修方案。
疲劳强度分析通常应用疲劳寿命预测方法，例如应力振幅法、残余寿命法和载荷谱法等。
这些方法通过分析航空器在实际使用情况下的载荷振动情况，结合材料的疲劳性能参数，预测出航空器结构在不同使用阶段的疲劳寿命。
这可以为航空器维修计划提供重要参考。
3. 静力强度分析静力强度分析是指对航空器结构在静力加载下的抗力能力进行分析和计算。
在航空器的设计和制造中，静力强度分析是确保航空器能够承受外部载荷的重要手段。
通过将外部静力载荷施加到航空器结构上，进行应力计算和位移计算，评估结构的安全性和合理性。
二、疲劳分析技术航空器疲劳分析是指对航空器在实际使用过程中由于疲劳作用所引起的损伤和故障进行分析和评估的技术。
疲劳分析的目的是识别和评估航空器结构中的疲劳灵敏区域和疲劳寿命。
1. 疲劳载荷谱分析疲劳载荷谱分析是航空器疲劳分析的重要方法之一，通过对航空器在实际运行中的载荷历史进行分析，确定疲劳载荷谱。
疲劳载荷谱包括航空器结构在实际运行中所受到的不同频率和振幅的载荷，通过分析载荷谱，可以更准确地预测航空器的疲劳损伤。
运输机全尺寸疲劳试验载荷谱研究
运输机全尺寸疲劳试验载荷谱研究发布时间：2022-08-26T07:02:47.750Z 来源：《科技新时代》2022年1月2期作者：王想生11[]，胡玫瑰21[导读] 采用分部段试验的方法对A330/A340飞机中机身与机翼组合段进行疲劳试验载荷谱研究，王想生11[]，胡玫瑰211.中航通飞华南飞机工业有限公司，珠海 519040摘要：采用分部段试验的方法对A330/A340飞机中机身与机翼组合段进行疲劳试验载荷谱研究，重点研究载荷谱离散、随机化和加速疲劳试验等方面。
结果表明，采用分部段试验易于平衡；有时为了缩短试验时间，可以采用放大载荷谱的方法即加速疲劳试验方法。
关键词：载荷谱离散随机化加速疲劳试验分部段试验1 前言本文以空客A330与A340飞机中机身与机翼组合段为例开展运输机全尺寸疲劳试验载荷研究。
2 飞机类型及使用情况2.1 飞机类型短程飞机A330和运程飞机A340两种机型的结构形式相似，考虑到相似性，两种飞机在取证时，取A340-300飞机结构做多段全尺寸疲劳试验。
2.2 使用情况空客A340与空客A330巡航高度不尽相同，A340巡航分两段，A340按典型飞行任务剖面分为短程和中程，相关参数具体见表1。
由于A330飞机与A340飞机中机身与机翼组合段一样，空客公司采用同一试验同时验证A330与A340飞机的设计寿命。
A340与A330飞机的设计寿命分别为20000次飞行和40000次飞行，疲劳试验目标寿命取80000次飞行，整个试验分为两个阶段，第I阶段施加A340飞机的使用载荷，在施加A340飞机载荷时按短程与中程交替施加；第二阶段施加A330的使用载荷，试验达到40000次飞行时A340设计寿命获得验证，而A340载荷谱明显比A330载荷谱严重，在此基础施加40000次A330飞机使用载荷，则A330飞机设计寿命同时获得验证。
由前面可知每个典型飞行任务剖面包括30多个飞行任务段，每个飞行任务段对应不同的状态，基于疲劳损伤大小简化载荷谱选择10种典型飞行任务段描述A330/A340飞机的载荷时间历程。
疲劳加速试验程序载荷谱编制方法研究_王昭林
(收 稿 日期 :1997-08-06 责 任编 辑 李 月 成)
煤 第 7卷第 1 期 13
图 3 三峰 谷 计数 原则
这里介绍一下所采用的“ 改进雨流循环计数 法” :对图 2(a)所 示的任意应力时间历程 , 首先 判 断峰 、谷总数 的奇偶性 , 若 为偶数 , 则 去掉最后 一 个峰 (或 谷), 使 历 程 的 首 尾 部 都 是 谷 值 (或 峰 值), 并且使首尾 都等于它 们之中 最低的 谷值(或 最高的峰 值), 而得 图 2(b)。 这种改 造对 原历 程 效果的 影 响 可 忽 略 , 由 于 对 于 一 个 长 的 样 本 记 录 , 最 后一 、两个 峰值的取 舍无关紧 要 , 更何况 绝 大多数的实 测 应力 时 间历 程其 开 始 和结 尾 的 数 值都较 小 且 接 近 , 上 述 改 造 的 影 响 更 是 微 乎 其 微。
数据处理子程序共有 11 个 。本程序的编制 采用模块形式 , 然后将各个模块按一定形式联接 起来 , 这样做针对性强 , 目的明确 , 对付一些较大 较长 、涉及面 较 多的 程序 不 失为 一 种 好的 方 法 。 它们之间采用 Chain 语句联系 , 参数完全传递 。
下面分别介绍其中一些子程序 : 2 模块 是 寻找 最 大值 max , 最 小值 min 及 其 位置 H 、L 的子程 序 , 利 用其结 果 , 可 以完 成 4 模 块和 6 模块的任务 。 1 模块是采样子程序 , 它将从现场采集到的 、 贮存在磁带中的数据进行数字化 , 以利于计算机 处理 。 6模块是用来对随机疲劳载荷进行重新编 排 , 变成 最大 峰值 开 头 、最 大 峰值 结 尾的 载 荷 序 列 , 以 利于用“ 三峰谷值法” 进行循环计数 。 3 模块是对采样点进行判别 , 以寻找极大值 和极小值 ———即峰 谷值 。
直升机疲劳载荷谱的编制方法研究
直升机疲劳载荷谱的编制方法研究
穆志韬;徐可君;段成美
【期刊名称】《机械强度》
【年(卷),期】1999(21)4
【摘要】对高周疲劳环境下直升机疲劳载荷谱的编制方法进行了研究，采用某直升机尾桨叶飞行实测数据，对飞行实测到的１８３个飞行状态分别进行统计处理、假设检验及回归分析，确定了每个飞行状态的载荷分布类型及状态损伤，最后压缩归并成对尾桨叶造成损伤比较大的１８种飞行状态，编制了建立在统计基础上的尾桨叶实测疲劳载荷谱。
文中还对载荷谱的高载截取和低载截除进行了分析讨论。
提出了适合工程应用的高、低载截取（除）准则和编谱方法。
【总页数】3页(P302-304)
【关键词】疲劳载荷谱;直升机;飞行状态;高周疲劳载荷
【作者】穆志韬;徐可君;段成美
【作者单位】海军航空工程学院青岛分院航空系
【正文语种】中文
【中图分类】V215.5;V275.1
【相关文献】
1.民用飞机平尾水平安定面作动器疲劳载荷谱编制方法研究 [J], 雷平
2.直升机动部件疲劳载荷谱的编制方法研究 [J], 穆志韬;段成美;吴富民
3.货车车体疲劳试验载荷谱编制方法研究 [J], 安中伟;赵方伟
4.载荷状态模拟和损伤当量相结合的疲劳试验载荷谱的编制方法 [J], 薛景川;刘文宾
5.装备关重件腐蚀-疲劳环境/载荷试验谱编制方法研究 [J], 赵朋飞;辛燕;孙颉;魏小琴;王刚
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直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法直升机是一种具有复杂结构的航空器，其结构件的用材和工艺要求非常高，以确保其在长期使用过程中能够保持良好的结构完整性和安全性。
疲劳是直升机结构件最容易发生的一种破坏形式，因此需要对疲劳特性进行试验来评估结构件的疲劳性能。
直升机结构件的疲劳特性试验主要包括载荷计算、试验载荷施加和试验结果分析等步骤，其中载荷计算是试验过程中的重要环节。
本文将介绍直升机结构件疲劳特性试验载荷计算的方法，以及相关的理论知识和实践技巧。
一、载荷计算的基本原理直升机结构件在试验载荷计算中需要考虑的载荷包括静载荷和动载荷。
静载荷通常包括自重载荷、外加载荷和预应力载荷等，而动载荷则主要包括飞行载荷、振动载荷和冲击载荷等。
在进行载荷计算时，需要综合考虑这些载荷的作用，并对其进行合理的计算和分析。
静载荷的计算一般采用静力学原理，即根据结构件所受外载荷的大小和方向，利用静力平衡方程对结构件所受的各个静载荷进行计算。
而动载荷的计算则需要考虑结构件在飞行和运行过程中的实际工作状态，对动载荷进行合理的动力学分析。
除了考虑结构件所受的各种载荷外，还需要考虑载荷的统计特性和变化规律。
对于直升机结构件疲劳试验来说，载荷的统计特性和变化规律对于试验结果的准确性和可靠性至关重要。
在进行载荷计算时，需要对载荷的统计参数进行合理的选择和分析。
二、载荷计算的方法和步骤1. 对静载荷进行计算。
静载荷一般是指结构件在静止状态下所受的外载荷，其计算方法主要包括静力平衡方程的应用和材料力学的原理分析。
在计算静载荷时，需要考虑结构件的自重、外加载荷和预应力载荷等。
2. 对动载荷进行计算。
动载荷是指结构件在运行和飞行状态下所受的外载荷，其计算方法主要包括动力学原理的应用和飞行载荷的分析。
在计算动载荷时，需要考虑结构件在不同工作状态下所受的振动载荷、冲击载荷和飞行载荷等。
3. 对载荷的统计特性进行分析。
载荷的统计特性对于试验结果的准确性和可靠性具有重要影响，因此需要对载荷的统计参数进行合理的选择和分析。
民用飞机雷达罩疲劳分析载荷谱的编制方法研究
民用飞机雷达罩疲劳分析载荷谱的编制方法研究周春苹 李兴德 司源（中国航空工业集团公司济南特种结构研究所，济南， 250023 ）摘要：按照适航文件【3】的规定，民用飞机雷达罩需要满足CCAR25.571条款“结构的损伤容限和疲劳评定”的要求。
本文参考民用飞机全机疲劳分析载荷谱的编制方法，编制了适用于民用飞机雷达罩的疲劳分析载荷谱。
与以往军用飞机雷达罩疲劳载荷主要为机动载荷不同，民用飞机雷达罩的疲劳载荷以飞机的突风载荷为主，同时兼有飞机的机动载荷。
本文利用NACA疲劳载荷谱（含突风谱和机动谱）的载荷曲线[1,2]，结合民用飞机雷达罩的基本载荷工况，通过叠加的方法确定了民用飞机雷达罩的疲劳分析载荷谱。
并且针对复合材料结构对高载敏感的特点，在雷达罩疲劳分析载荷谱的编制中保留了雷达罩在飞机飞行全过程中所能遇到的所有高载情况，并在载荷谱的相应谱块中进行了高载替换。
关键字：雷达罩 疲劳分析载荷谱 突风载荷谱 机动载荷谱 载荷谱叠加 高载替换Study of Compiling Method for Analysis Fatigue Load Spectrumof Civil Aircraft RadomeZhou Chunping, Li Xingde, Si Yuan(Research institute for Special Structure of Aeronautical Composites, A VIC Jinan 250023)Abstracts: According to the laws of airworthiness, civil aircraft should meet the requirements in "Damage tolerances and fatigue evaluation for structures" as stipulated in CCAR25.571. In the development of civil and commercial aircraft radome, analysis spectrum for fatigue load are compiled according to the analysis fatigue load spectrum of the aircraft. Different from the traditional analysis fatigue load spectrum for the military aircraft in which the maneuver load dominated the fatigue life, the civil aircraft is featured with both the gust load and the maneuver load. This paper uses the NACA load spectrum(including the gust load spectrum and maneuver load spectrum) and combines the basic load conditions from the aircraft to form the analysis fatigue spectrum for the radome through the superimposition methods. And aiming at multiplex material is susceptivity to great load, and during mading analysis spectrum for fatigue load keep great load instance during all processes of aeroplane fighting about random,and do superimposition of great load in the load spectrum.Keywords: Radome, analysis fatigue load spectrum, gust load spectrum. maneuver load spectrum, superimposition of load spectrum, superimposition of great load1 引言飞机雷达罩位于飞机的最前端，保护雷达罩内的雷达设备免受外部自然环境（高温、低温、湿热、霉菌、盐雾等）的作用，并且抵御外部砂尘、冰雹和鸟撞等带来的损伤。
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法【摘要】直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法是直升机设计和安全性评估的关键环节。
本文基于疲劳试验载荷计算方法概述，展开直升机结构件疲劳特性分析，并详细介绍载荷谱分析方法和试验载荷计算方法。
通过载荷计算案例分析，验证了方法的有效性和可靠性。
研究结果表明，直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法可以为直升机设计和使用提供重要参考，具有显著的实用价值和意义。
未来的研究方向可以聚焦于进一步优化载荷计算方法，提高测试效率和精度。
总结本文对直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法的研究，为直升机疲劳性能评估提供了新思路和方法。
【关键词】直升机结构件、疲劳特性、试验载荷、计算方法、载荷谱、分析、结论、研究方向、总结、有效性。
1. 引言1.1 研究背景目前，国内外已经开展了大量关于直升机结构件疲劳试验载荷计算方法的研究工作。
由于直升机结构件的复杂性和载荷环境的不确定性，现有的计算方法存在一定的局限性和不足之处。
有必要深入研究直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法，以提高其准确性和适用性，确保直升机的安全飞行。
本文旨在探索直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法，为直升机结构件的疲劳破坏提供有效的预测和预防手段。
1.2 研究目的研究目的是为了通过对直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法的研究，提高直升机的安全性和可靠性，减少事故风险，提升飞行性能。
通过深入分析直升机结构件在长期使用过程中受到的载荷影响，找出载荷的来源和作用规律，为直升机结构件的设计和维护提供科学依据。
通过试验载荷计算方法的研究，对提高直升机的疲劳性能和延长使用寿命具有重要意义。
通过研究直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法，可以为直升机工程技术人员提供参考和指导，为直升机行业的发展做出贡献。
本研究的目的是探讨直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法的有效性，为今后的研究工作奠定基础。
1.3 研究意义疲劳特性试验载荷计算方法的研究在直升机结构设计和飞行安全中具有重要意义。
运输机突风飞-续-飞试验载荷谱研究
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ： ｃ ｏ ｎｓ ｔ ａ ｎ ｔ ａ ｍｐ ｌ ｉ ｔ ｕｄ ｅ ｌ ｏａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｓ ｐｅ ｃ ｔ ｒ ｕ ｍ ；ｂ ｌ ｏ ｃ ｋｅ ｄ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｓ ｐ ｅ ｃ ｔ ｕ ｍ ；ｆ ｒ ｌｉ ｇ ｈ ｔ — ｂ ｙ— ｌｉ ｆ ｇ ｈ ｔ ｌ ｏ ａ ｉｎ ｄ ｇ ｓ ｐ ｅ ｃ ｔ ｒ ｕ ｍ ； ｒ ｅ ａ ｌ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｌ ｙ； ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｓ ｉ ｔ ｃ ｌｃ ａ ｉｔ ｒ ｅ ｉａ ｒ
Ｗ ＡＮＧ Ｘｉ ａ ｎ ｇ ・ ｓ ｈ ｅ ｎ ｇ， ＨＵ Ｍｅ ｉ — ｇ ｕ ｉ
（ Ｃｈ ｉ ｎ ａ Ａｖ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｉ ｎ ｄ ｕ ｓ ｔ ｒ ｙ Ｇｅ ｎ ｅ ｒ ａ ｌ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｃｏ ． ， Ｌ ｔ ｄ， Ｚｈ ｕ ｈ ａ ｉ ５ １ ９ ０ ４ ０， Ｃｈ ｉ ｎ ａ）
王想 生，胡玫瑰
（ 中航通 用飞机有限责任公 司，广东 珠海 ５ １ ９ ０ ４ ０ ）
摘
要 ：目前 ，采用 等幅谱或 程序块 谱 已经 不足 以表 征载荷 的相互 影响 ，随着数 据处理 方法与试 验能力 的发
展 ，疲劳试验 大多采用变幅载荷 。本 文介绍 了突风飞 一 续一 飞试 验载荷谱 ，疲 劳试验载荷谱 的编制 原则是 ：既要 尽可能做 到载 荷真实 ，又要与计划 的研制进度 和试验设备能力 限制相协调 。这种谱 不依赖于损伤模 型假设 ，通 过统计分析确定载荷 的频率 和幅值。 关键词 ：等 幅谱 ；程序 块谱 ；飞一 续一 飞谱 ；真实性 ；统计分析
Ａｂｓ ｔ ｒ ａｃ ｔ：Ａｔ ｐ ｒ ｅ ｓ ｅ ｎｔ ，ｉ ｔ ｉ ｓ ｔ ｈａ ｔ ｆ ａ ｔ ｉ ｇｕ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｓ ｕｎ ｄ ｅ ｒ ｃ ｏ ｎｓ ｔ ａ ｎ ｔ ａ ｍｐｌ ｉ ｔ ｕ ｄｅ ｏ ｒ ｂｌ ｏ ｃ ｋ ｅ ｄ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎｇ ｓ ｐ ｅ ｃ ｔ ｒ ｕｍ ｉ ｎｓ ｕｆ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎｔ ｌ ｙ ｒ ｅ ｐｒ ｅ ｓ ｅｎ ｔ ｔ ｈｅ ｉ ｎｔ ｅ ｒ ａ ｃｔ ｉ ｏ ｎ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｓ ｂｅ ｔ ｗｅ ｅ ｎ ｉ ｎ ｄｉ ｖ ｉ ｄ ｕａ ｌ ｌ ｏ ａ ｄ ｃ ｙｃ ｌ ｅ ｓ ｏ ｆ ａ ｍｏ ｒ ｅ ｒ ｅ ａ ｌ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｔ ｙ ｐｅ ｏｆ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎｇ． Ｔｈ ｅ ｖ ａ ｒ ｉ ａ ｂ ｌ ｅ ・ ａ ｍｐ ｌ ｉ ｔ ｕｄ ｅ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎｇ ｉ ｓ ｎｏ ｗ ｗｉ ｄｅ ｌ ｙ ａ ｐ ｐｒ ｅ ｃ ｉ ａ ｔ ｅ ｄ ｉ ｎ ｆ ａ ｔ ｉ ｇ ｕｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｉ ｎ ｇ ａ ｓ ｔ ｈ ｅ ｄｅ ｖｅ ｌ ｏ ｐｍｅ ｎ ｔ ｓ ｉ ｎ ｄａ ｔ ａ ｐｒ ｏｃ ｅ ｓ ｓ ｉ ｎｇ ｍｅ ｔ ｈｏ ｄ ｓ ａ ｎｄ ｔ ｅ ｓ ｔ ｉ ｎｇ ｃ ａ ｐ ａ ｂｉ ｌ ｉ ｔ ｉ ｅ ｓ ．Ｔｈ ｅ ｇ ｕｓ ｔ Ｆｌ ｉ ｇ ｈ ｔ － ｂ ｙ — Ｆｌ ｉ ｇ ｈ ｔ Ｌｏａ ｄ ｉ ｎｇ ｓ ｐｅ ｃ ｔ ｒ ｕｍ ｉ ｓ ｄｅ ｓ ｃ ｒ ｉ ｂｅ ｄ，ｔ ｈｅ ｆ ａ ｔ ｉ ｇ ｕ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｉ ｎｇ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎｇ ｓ ｐ ｅ ｃ ｔ ｒ ｕ ｍ ｗｅ ｒ ｅ ｂａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈｅ ｃ ｏｎ ｃ ｅ ｐｔ ｏ ｆ ａ ｐ ｐｌ ｙ ｉ ｎｇ ｌ ｏａ ｄｓ ａ ｓ ｒ ｅ ａ ｌ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｌ ｙ ａ ｓ ｐ ｏｓ ｓ ｉ ｂｌ ｅ ｗｈ ｉ ｌ ｅ ｃ ｏ ｎｆ ｏ ｒ ｍｉ ｎｇ ｔ ｏ ｐ ｒ ｏ ｇ ｒ ａ ｍ ｓ ｃ ｈｅ ｄ ｕｌ ｅ ａ ｎ ｄ ｔ ｅ ｓ ｔ ｅ ｑｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ ｌ ｉ ｍｉ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎｓ ． Ｔｈ ｅ ｒｅ ｆ ｑ ｕ ｅ ｎｃ ｙ ａ ｎ ｄ ｍａ ｇ ｎ ｉ ｔ ｕｄ ｅ ｓ ｏ ｆ ｌ ｏａ ｄｓ ｗｅ ｒ ｅ ｄ ｅ ｔ ｅ ｍ ｉ ｒ ｎ ｅ ｄ ｔ ｏ ｍｅ ｅ ｔ ｏ ｂｓ ｅ ｒ ｖ ｅ ｄ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｃ ｉｔ ｒ ｅ ｒ ｉ ａ ｗｉ ｔ ｈｏ ｕ ｔ ｒ ｅ ｌ ｙ ｉ ｎ ｇ ｏ ｎ ｄａ ｍａ ｇ ｅ ｍｏ ｄｅ ｌ ａ ｓ ｓ ｕ ｍｐ ｔ ｉ ｏｎ ｓ ．
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法
直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法摘要：直升机结构件疲劳特性试验载荷是直升机疲劳寿命分析的基础，计算准确的试验载荷对于直升机结构件的设计、验证和寿命预测至关重要。
本文针对直升机结构件疲劳特性试验载荷计算方法进行了探讨和总结，包括载荷谱预测、载荷分解、载荷合成和载荷修正等方面的内容，为直升机结构件疲劳试验提供了一定的参考。
一、引言直升机是一种复杂的旋翼飞行器，其结构件承受着飞行中各种复杂载荷的作用，这些载荷包括飞行操作载荷、气动载荷、惯性载荷、振动载荷等。
这些载荷作用下，直升机结构件会产生疲劳损伤，影响结构件的寿命和安全性。
疲劳特性试验是直升机结构件寿命预测和设计验证的重要手段，而试验载荷的准确计算对于试验结果的可靠性和有效性至关重要。
二、试验载荷计算方法（一）载荷谱预测直升机疲劳试验的载荷一般采用飞行载荷、地面试验载荷和飞行振动载荷。
飞行载荷和地面试验载荷的载荷谱需要进行预测，以获得合理的载荷谱数据。
载荷谱是描述载荷随时间变化规律的统计图表，是载荷试验的基础。
目前，常用的载荷谱预测方法主要有风洞试验、数值模拟和试飞实测等方法，通过这些方法可以获得飞行载荷和地面试验载荷的载荷谱数据。
风洞试验是一种基于模型试验的方法，通过在风洞内对直升机模型施加载荷，测量相应的载荷谱数据，进行载荷谱预测。
这种方法可以获取较为真实的载荷谱数据，但试验周期长、费用高。
数值模拟是一种基于计算机仿真的方法，通过建立直升机的数学模型，利用有限元分析等方法进行载荷谱的计算，从而获得载荷谱数据。
这种方法计算效率高，成本低，但需要建立准确的数学模型，且预测结果的准确性受到模型的精度和边界条件的限制。
（二）载荷分解直升机结构件在飞行过程中受到的载荷是多种多样的，需要进行载荷分解才能得到各个方向上的独立载荷分量。
常见的载荷分解方法有正交载荷分解、主振型载荷分解和谐波载荷分解等方法。
正交载荷分解是一种将载荷进行正交分解，得到各个方向上的独立载荷分量的方法。
飞机结构强度疲劳试验加速技术研究
2018年17期技术创新科技创新与应用Technology Innovation and Application飞机结构强度疲劳试验加速技术研究邵骞，董登科，张慧峰（中国飞机强度研究所，陕西西安710065）航空飞行器结构的研制遵循其强度规范，必须用充分的全尺寸疲劳试验依据来证明在飞机的设计使用目标寿命期内不会产生广布疲劳损伤[1]。
现代先进民机使用寿命长，采用疲劳试验加速技术能够缩短产品的研制周期，加快试验进程，减少研制费用。
疲劳试验加速分为两种：一种是加速寿命试验，在产品的失效机理不变的前提下，通过当量化加速试验的方法在较短的试验时间内就能获得产品疲劳损伤，另一种是加速应力试验，通过加大应力可以暴露产品缺陷[2]。
只要了解了产品寿命与应力之间的数学关系，明确了加速模型，那么在加速试验过程中获得的数据就可以外推得到在正常使用条件下的产品可靠性信息[3，4]。
1加速试验的方法对于民机结构而言，结构细节处的塑性影响可以忽略，线性累积损伤理论可以成立。
根据S-N 曲线和等寿命曲线的直线假设，可得[5，6]：式中：B 为S-N 曲线斜率；DFR 为细节疲劳额定值；R 为应力比；S m 为平均应力；Sa 为应力幅；S max 为最大应力。
1.1当量化加速载荷一个应力谱可以通过等损伤折算，当量成某一级应力和相应的当量循环数。
把该级应力选定为R=-1即S m =0的应力水平，该级应力水平既有Sm 等于常数的S-N 曲线的特征，又有R 等于常数的S-N 曲线的特征。
在S m =0时，S a =S max ，可以得下式：（3）1.2放大应力加速载荷对于细节已确定的结构DFR 值不变，利用S-N 曲线的直线假设，根据（3）式可得应力水平对寿命比的影响：对于航空铝材B 值为-3.322，当应力增大为1.14倍和1.254倍时对应的寿命比为0.65和0.47，即以1.14倍疲劳载荷完成一个寿命期加载等同于按原载荷进行了1.55个寿命期加载，以1.254倍疲劳载荷完成一个寿命期加载等同于按原载荷进行了2.12个寿命期加载[7]。
飞机主操纵系统疲劳试验载荷谱小操纵位移频次问题研究
关键词 ：全机主操纵系统 ；疲劳试验载荷谱 ；小操纵位移频次
中图分类号 ：Ｖ １． ２６ ３ 文献标识码 ：Ａ
Ｓ ｕ ｙ ｏ ｈ ｍｂ ｒ ｏ ｍ ａ ｌＣｏ ｔ ｏ ｓ ｌ ｃ ｍｅ ｔＴｅ ｔＣｙ ｌｓ ｔ ｄ ｆｔ ｅ Ｎｕ ｅ ｆＳ ｌ ｎ ｒ ｌＤｉｐ ａ ｅ ｎ ｓ ｃｅ ｉ ｔｇ ｅ Ｔｅ ｔＬｏ ｄ Ｓ ｅ ｔ ｕ ｆ ｒ Ｐｒｍａ ｙ Ｆ ｉ ｈ ｎ ｒ ｌＳ ｓｅ ｎ Ｆａ ｉｕ ｓ ａ ｐ ｃ ｒ ｍ ｏ ｉ ｒ ｌ ｔＣｏ ｔ ｏ ｙ ｔｍ ｇ
一
小操纵位移频次进行进一步的分析 和取舍 。如果
对小 操纵 位 移 频 次 的确 定 太 保 守 （ 留 了较 多对 保
试验无用 的频次数据 ） ，则试 验周期较 长 ；如果
对 小 操纵 位 移 频 次 的取 舍 偏 危 险 （ 掉 了有 用 的 去
频次数据） ，则 肯定 影响试验结果 。如何 确定合 适 的对 主操 纵系 统 疲 劳 试 验有 影 响 的实 测 试 验 谱
载荷谱编制所遇到关键 问题之一。某机全机主操 纵系统疲劳试验所使用 的疲劳试验载荷谱是 为基 于出厂调试 、地面维护、实测谱等数据而编制 的 综合谱 ，其 中实测谱数据对小操纵位移频次的确 定是否合适 ，对试验 的结果 、周期和进度影响较 大。原因是 ：在 实测数据统计 和实测谱编制 时 ， 般保 留 了主操 纵 系 统较 多 的实 测 小操 纵 位 移 频
小操纵位移频次所对应 的小操纵位 移下 限值 或级
收 稿 日期 ：２ ０ － ９ ２ ０６ ０ — ６；修 订 日期 ：２ ０ －４ ０ ０７ ０－２
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验载荷谱小操纵 位移频次问题研究