标题：一种飞机起动箱综合检查仪的校准方法

摘要：本发明属于工业测量领域计量校准范畴，是一种计量校准技术，涉及一种飞机起动箱综合检查仪新校准方法，涉及到对飞机起动箱综合检查仪的标准量值传递。内容包括量值传递的原理，校准方法以及校准过程，其特点在于采用与标准信号比对的方式，构建从国家基准到测量系统的有效溯源链，达到量值传递的要求，本发明填补了现有技术不足。

申请号：CN201310544845.2

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种飞机起动箱综合检查仪校准方法，其特征在于，被检测起动箱综合检查仪的测试端口与起检仪试验台的校准端口相接，起检仪试验台的信号监测端口与多通道记录仪的测试端口相接，起动箱综合检查仪提供激励信号给起检仪试验台，多通道记录仪和起动箱综合检查仪同步测试起检仪试验台的响应信号，通过对多通道记录仪的测试结果与起动箱综合检查仪的测试结果数据进行比对，实现起动箱综合检查仪的校准，校准包括以下步骤：第一步、校准准备：根据校准需要，用校准电缆和监测电缆分别连接起动箱综合检查仪、起检仪试验台及多通道记录仪等相关设备，设置多通道记录仪于监测状态，设置起动箱综合检查仪于校准状态，并选择校准条件和校准内容；第二步、配置信号标准源：对应上述校准条件和校准内容，设置起检仪试验台的给定信号校准点的量值；第三步、校准：以上述给定的标准信号为校准点，起动箱综合检查仪在相应工作状况下，对起检仪试验台的给定信号进行测量，并以多通道记录仪测试起检仪试验台的响应信号的量值为基准，比对测量的结果，给出被检测起动箱综合检查仪的校准结果；第四步、重复以上步骤，完成飞机起动箱综合检查仪周期性量值传递过程。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机伺服弹性频响试验自动调幅扫频方法

摘要：本发明属于飞机气动弹性试验领域，涉及飞机地面试验范畴，尤其涉及一种飞机伺服弹性频响试验自动调幅扫频方法。本发明通过反馈舵面过载自动调整扫频幅值，在保证舵面结构安全的前提下，使所有扫频点处的舵偏激振力保持最大，以激励起足够大的飞机结构响应，提高飞机-飞控组合回路响应信号信噪比、减少试验误差，提升试验结果的可靠性；同时，通过构造双曲正切-指数函数控制激励信号幅值调节过程，避免扫频过程中由于激励信号幅值突变而引起舵面剧烈响应，确保舵面结构安全；此外，充分发挥计算机实时仿真系统的优势，在试验过程中只需轻点鼠标便可调整舵面限制过载和激励信号周期等参数，具有较强的实用性。

申请号：CN201310544419.9

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种飞机伺服弹性频响试验自动调幅扫频方法，其特征是，在飞机舵面后缘布置加速度传感器，将飞机的飞控系统反馈回路在飞控计算机舵偏指令输出端与作动器前向指令综合端之间断开，并串入实时仿真系统，在实时仿真系统内搭建自动调幅扫频仿真模型，自动调幅扫频仿真模型包括等幅步进正弦激励信号生成功能模块、自动调幅信号生成功能模块、回路动态特性计算功能模块；等幅步进正弦激励信号生成模块输出信号I(t)与自动调幅信号生成模块输出的信号w(t)相乘后，得到调幅步进正弦激励信号u(t)，调幅步进正弦激励信号u(t)一路进入回路动态特性计算模块，另一路经D/A变换后输入飞机舵面作动器前向指令综合端口，飞机舵面上的加速度传感器输出信号aδ(t)经A/D变换后，传输给自动调幅信号生成模块，飞机的飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)经A/D变换后，传输至回路动态特性计算模块，回路动态特性计算模块对输入的调幅步进正弦激励信号u(t)和飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)进行计算，并将计算结果输出显示；其中，
等幅步进正弦激励信号生成模块，在每个扫频点fi处生成的激励信号I(t)的周期N不小于10，即：
其中：
f0为扫频起始频率，Δf为频率步长，n为扫频点数，N≥10为每个扫频点处的激励信号周期数，Δt为扫频点fi所对应的激励信号结束时间与下一扫频点fi+1激励信号开始时间之差；
调幅信号w(t)：
i＝0, 1, 2…n
其中：
式中kδ为作动器输入指令与舵面偏角之间的转换系数，δD是作动器指令死区门槛值，
为地面伺服弹性试验舵面限制偏角，
是以频率为fi，幅值为
的正弦信号驱动舵面偏转所引起的舵面最大过载；
对于每个扫频点fi，在激励信号的第1～2周期内，调幅信号w(t)的幅值以双曲正切-指数函数形式，从零增大至
在激励信号的第3～4周期内，调幅信号w(t)的幅值保持
不变；在激励信号的第5～7周期内，调幅信号w(t)的幅值以双曲正切-指数函数形式，从
增大至Ai；其中，若第3～4周期内舵面最大过载
大于舵面限制过载
则
若第3～4周期内舵面最大过载
小于舵面限制过载
且
小于舵面限制偏角
所对应的作动器指令
则
否则
在激励信号的第8～N周期内，调幅信号w(t)的幅值保持Ai不变；
等幅步进正弦激励信号I(t)与调幅信号w(t)相乘，得到调幅步进正弦激励信号u(t)，即
i＝0, 1, 2…n
对每个扫频点fi，回路动态特性计算模块同步采集后N-7个时间周期内的调幅步进正弦激励信号u(t)和飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)，分别对调幅步进正弦激励信号u(t)和飞控计算机输出的舵偏指令信号y(t)进行傅里叶变换，经傅里叶变换后的舵偏指令信号F[y(t)]与激励信号F[u(t)]相除，得到飞机-飞控组合回路在扫频点fi处的动态特性G(iωi)
并将G(iωi)输出显示。

专利类型：发明申请

标题：机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法

摘要：本发明属于强度试验方法领域，涉及一种机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法。本发明通过活动翼面的分区和局部加载坐标系的转换，较理想的消除了机翼大变形对缝翼、襟翼等大型活动翼面试验加载准确性的影响，通过活动翼面加载坐标系的转换来实现试验过程中活动翼面载荷和机翼变形的协调，从而保证活动翼面加载的真实性。本发明大大减少了传统方法对试验空间的要求，降低了试验费用。本发明解决了试验时机翼大变形对缝翼、襟翼等大型活动翼面加载准确性的影响，同时具备实用性和操作简单的优点，并且尽可能的减少试验的空间限制、降级试验费用。

申请号：CN201310545066.4

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：机翼活动翼面在机翼大变形时的试验载荷施加方法，其特征是，步骤1 : 将机翼活动翼面延翼展方向及弦向分区，并为每个分区建立局部载荷坐标系，活动翼面各分区的试验载荷定义在本分区局部载荷坐标系下；步骤2 : 在活动翼面各分区同展向位置的机翼盒段上建立该分区的参考坐标系，并使本分区局部载荷坐标系和其参考坐标系固联；步骤3 : 按照有限元方法计算出机翼在试验最终加载状态下的位移数据；步骤4 : 依据机翼有限元位移数据，并且根据活动翼面分区载荷坐标系和该分区机翼盒段上的参考坐标系相对位置不变的关系，推算出活动翼面该分区载荷坐标系在机翼变形后的新位置；步骤5 : 按照上述活动翼面分区的几何属性和其局部载荷坐标系相对位置不变的关系，确定该活动翼面分区跟随机翼变形后的新位置；步骤6 : 按照活动翼面分区局部载荷坐标系的新位置确定载荷方向，按照活动翼面分区的新位置确定加载点位置，进行试验载荷加载；步骤7 : 重复步骤4-6，直到完成整个机翼活动翼面的试验载荷加载。

专利类型：发明申请

标题：一种结构残余应力的测量方法

摘要：本发明属于结构强度技术领域，涉及一种结构残余应力的测量方法。本发明给出的残余应力测量的切割方法，通过在构件上切割缺口，在被测构件的上下表面布置应变片的方式，不断调整切口的位置、长度和深度，测量得到残余应力释放引起的应变变化与切口长度和深度的关系，从而给出残余应力的分布场和沿深度的分布规律。本发明给出的残余应力切割法操作方便，工程实用性强。

申请号：CN201310542585.5

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种结构残余应力的测量方法，其特征是，1)、在含残余应力的构件上，根据构件的受力特点，确定残余应力测量的位置、方向；2)、在构件的残余应力测量的位置上下表面粘贴应变片，测量初始的应变；3)、用线切割或者镗床切割的方法在构件上下表面粘贴有应变片的位置上沿应变片边缘引入初始切口，然后，再在初始切口的另一边缘的上下表面粘贴应变片，分别测量并记录引入切口前和引入切口后的应变；4)、逐渐调整切口的长度或深度，每次调整切口的长度或深度不得大于1mm，每调整一次长度或深度，测量并记录一次切口前端的应变数据，从而获得切口沿线各个部位的上下表面应变与切口位置、长度及深度的对应关系；5)、通过测得的切口位置、长度及深度与应变的变化关系，分析给出构件残余应力场的分布。

专利类型：发明申请

标题：一种飞机蒙皮板残余应力消除方法

摘要：本发明属于航空材料生产技术领域，涉及对航空材料应力消除、表面质量控制等的一种飞机蒙皮板残余应力消除方法。飞机蒙皮板在固溶热处理后，在飞机蒙皮板的长度方向进行均匀预拉伸永久变形，变形量为飞机蒙皮板长度的0.8～1%，然后，再进行人工时效及超声波探伤处理。本发明采用一种简单易操作新型工艺，即预拉伸方式消除薄板残余应力，解决大面积蒙皮板化铣后变形以及改善其表面质量等问题，从而满足设计及工艺规范要求。为采用一种新型工艺，即以预拉伸方式消除薄板残余应力，解决大面积蒙皮板化铣后变形以及改善其表面质量等问题，从而满足设计及工艺规范要求。

申请号：CN201310542757.9

申请日：2013/11/5

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种飞机蒙皮板残余应力消除方法，方法包括铸锭→熔铸→轧制→切边→蚀洗、修伤→超声波探伤→固溶热处理→人工时效→超声波探伤→理化检测的步骤，其特征是，飞机蒙皮板材料在固溶热处理后，在飞机蒙皮板的长度方向的两端施加载荷，使飞机蒙皮板在长度方向产生永久变形，变形量为飞机蒙皮板长度的0.8～1%，然后，再进行人工时效及超声波探伤处理。

专利类型：发明申请