摘要：针对结构强度试验挠度实时监测问题,提出了基于测点数据的挠度曲线实时拟合显示技术,在位移实时监测基础上进行插值运算,以在加载过程中显示试验件的变形状态,并与仿真分析结果进行实时对比,进而对试验过程进行监控。采用不同的插值算法,满足不同结构的监测需求,并搭建了试验平台。经过调试以及试验验证,证明了该方案的有效性和可行性,在工程中具有一定的应用价值。

摘要：１前言ＣＲＤＭ密封壳是用于３００ＭＷ压水堆核电厂磁力提升式控制棒驱动机构的承压密封件，采用的材料是０Ｃｒ１８Ｎｉ１２Ｍｏ２Ｔｉ奥氏体不锈钢。该结构设计压力为１７．２ＭＰａ，设计寿命为４０年［１］。为考察ＣＲＤＭ耐压壳的结构设计的合理性、可靠性、安全储...

摘要：本文通过对涡扇发动机典型结构强度试验工艺的分析,分别总结了结构静力与疲劳试验、转子结构完整性试验、振动特性试验的试验对象、试验原理、试验方案、布局特征,为今后布局设计提供了分析依据及设计参考。

摘要：传统的飞机结构强度试验采用串式工作模式,试验各工况间工作独立,完成一种工况后全部拆卸试验设备,再进行下一种工况试验。该模式存在重复劳动多、试验换装量大和试验效率低等问题。为此,提出了一种模块化设计方法,即试验加载点的若干设计要素模块化,形成标准接口,实现不同工况试验中试验设备一次安装到位、多次使用。最后,在某全机静力工程试验中得到应用,取得了良好的效果,表明该方法具有可行性、实用性和有效性。

摘要：本文针对飞机结构强度试验展开研究，传统强度试验采用串式工作模式，且试验各工况间工作独立，完成一种工况后全部拆卸试验设备，再进行下一种工况试验，该模式存在重复劳动多、试验换装量大和试验效率低等问题，为此提出了一种模块化设计方法，即试验加载点的若干设计要素模块化、形成标准接口，实现不同工况试验中试验设备一次安装到位、多次使用的一种思路。最后在某工程全机静力试验中得到应用，取得良好效果，表明该方法的可行性、实用性和有效性。

摘要：在全尺寸飞机结构强度试验中,实时监控飞机姿态及加载系统运行状态尤为重要。针对现有的多路故障检测装置电路复杂、功能单一及通用性差等缺陷,本文提出了一种试验安全信号分类监测及保护技术,并设计了一套基于PLC的全机结构强度试验分级多路故障监测系统,可实现对试验运行过程中的多路安全信号的实时监测、逻辑运算以及分级响应。该智能监测系统已成功应用在全机结构强度试验中,对保护试验件及提升试验效率具有重要意义。

摘要：全尺寸飞机结构强度试验过程中,由液压作动筒及连接件构成的执行机构经常出现振动现象,该现象具有不可预测性,同时也是高载试验中的重要风险点,甚至成为威胁试验件安全的重要隐患。通过对结构强度试验中所使用的协调加载控制器的控制规律进行建模,设计两种输入方式下不同阻尼参数的验证试验,分析阻尼参数对结构响应的影响。结果表明,阻尼参数能够明显抑制振动,显著提高系统稳定性,但同时会增加系统调节时间。

摘要：飞机结构强度试验是检验飞机结构强度的重要手段,对于新机的研制,结构强度试验是考查设计是否可行的主要途径。试验时,加载系统通过粘贴在飞机蒙皮外表面的胶布带对整个飞机(或试验部件)施加预定载荷。为了提高胶布带粘贴性能、规范粘贴流程、减少胶布带失效现象,本文研究了胶布带的分类与尺寸、胶布带的应用场景、胶布带粘贴工艺,结合试验应用,提出合格胶布带粘贴方法,并按照行业标准建立了一套完善的工艺流程,可以有效避免胶布带失效问题。

摘要：在飞机结构强度试验中,试验信息来自多套试验系统,为了将试验多源信息高质量显示到各区域,并解决试验信息多区域共享、多试验任务并行等问题,建设一套可视化坐席管理系统,解决多源试验信息分区域显示和共享的问题,还实现了试验操作的高效协作,提升实验室空间和运行效率。该系统首次应用于飞机结构强度试验中,满足了综合显示与便捷操作的双重需求,提升全机结构强度实验室的信息化建设能力。

摘要：在全尺寸飞机结构强度试验进行过程中,试验控制系统会实时采集并保存各加载点的端点值数据,这些数据数量庞大、信息繁多,靠人力分析效率较低。为此,针对全尺寸飞机结构强度试验数据的特点,编写了全尺寸飞机结构强度试验数据分析软件,以便对试验数据进行分析。该软件能够对任一加载点的数据进行分区间统计,并绘制相应加载点的误差分布直方图,直观展示加载点的误差分布情况,便于寻找到频繁踏步且影响试验速率的加载点。此外,还能实现对载荷谱加载时间的统计,有利于后期对载荷谱进行优化。