摘要：民机的结构设计必须按照耐久性/损伤容限要求进行,因其分析方法不像静强度那样成熟,适航当局在进行符合性审查时,特别注重全尺寸结构的疲劳和损伤容限试验。在部件试验中,因各部件试验可同时独立进行、载荷谱全面、加载点少及进度快,因此广泛用于民机研制过程中。部件疲劳试验的支持夹具提供与原结构相当的支持刚度。文章通过对某飞机襟翼子翼疲劳试验支持夹具的设计与分析,验证试验支持段可提供真实支持。研究表明,随着试验件与真实支持连接的静不定阶数增大,过渡段的设计趋于复杂。当支持夹具的设计过于复杂时,为保证结果准确有效,建议采用与试验件相连接的真实结构作为支持段。

摘要：飞机设计定型及投入生产前,需进行全尺寸结构耐久性和损伤容限试验[1-3]。全尺寸结构耐久性和损伤容限试验周期长,试验风险大且随试验进展递增,控制试验风险是试验成败的关键。应变数据是掌握试验(件)状态的核心,目前对疲劳试验的应变数据利用普遍具有滞后性,这对试验风险控制极为不利。在保证试验数据采集系统性能的情况下,设计了一种疲劳试验应变数据实时监控系统。该系统利用标准应变谱来实时诊断应变数据的异常状态并报警,使试验人员能够及时准确地排除试验异常和隐患,保障了试验安全。监控系统实际应用效果良好。