【摘 要】
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飞机结构疲劳试验是型号取证、立项乃至运营的一种试验手段。全尺寸飞机结构疲劳试验更是一项庞大的试验体系和工程，如何准确地施加飞机各部段载荷，是模拟飞机真实受载的关键。全尺寸飞机存在考核部位多、载荷种类多且复杂多变、机体部分部段空间有限、试验加载设备难以安装等因素，往往需要将试验载荷简化处理，在有限的加载作动筒下，尽可能真实地施加飞机的真实受载。因此，在疲劳试验载荷处理中，需要选取某些特定的控制剖面，
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飞机结构疲劳试验是型号取证、立项乃至运营的一种试验手段。全尺寸飞机结构疲劳试验更是一项庞大的试验体系和工程，如何准确地施加飞机各部段载荷，是模拟飞机真实受载的关键。全尺寸飞机存在考核部位多、载荷种类多且复杂多变、机体部分部段空间有限、试验加载设备难以安装等因素，往往需要将试验载荷简化处理，在有限的加载作动筒下，尽可能真实地施加飞机的真实受载。因此，在疲劳试验载荷处理中，需要选取某些特定的控制剖面，经过特定的运算，保证加载点载荷对这些剖面的弯矩、剪力、扭矩与原始载荷对控制剖面的弯矩、剪力、扭矩误差控制在一定范围内，通过一套加载装置完成所有工况下的载荷施加，进而准确地模拟飞机的真实受载。因此，推导出一种带主动矩控制的全机疲劳试验载荷处理方法，结合某型飞机全机疲劳试验进行验证和实施，达到理想的效果，满足试验加载要求。
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