【摘 要】
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大型飞机起落架静强度试验中,起落架受载变形后载荷施加点位置移动引起加载力线改变,从而带来加载误差.为提高起落架变形后加载的准确度,基于撬杠施加起落架载荷传统技术,提
【机 构】
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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 710065西安
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大型飞机起落架静强度试验中,起落架受载变形后载荷施加点位置移动引起加载力线改变,从而带来加载误差.为提高起落架变形后加载的准确度,基于撬杠施加起落架载荷传统技术,提出载荷修正方法.该修正方法主要步骤为起落架实际施加载荷与理论载荷的转换.通过对撬杠施加起落架载荷力学模型进行分析,推导得到转换公式,使用该公式对理论载荷进行修正得到施加载荷.将未修正理论载荷和修正后施加载荷分别进行试验验证:通过本文误差计算公式得到的误差与实测误差最大偏差为3.1％,使用修正后的施加载荷进行的试验过程中载荷误差小于2kN,表明该误差计算公式的正确性以及修正方法的有效性.此方法可以实现大型飞机起落架发生变形后全过程载荷的准确施加,且无需加工额外工装,为同类型起落架静强度试验提供了理论参考.
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