直升机滑橇式起落架非线性有限元分析

本文采用MSC/NASTRAN分析软件对某直升机滑橇式起落架进行了弹塑性、大变形非线性分析,并与静力试验进行对比,理论计算与试验实测结果相当吻合,验证了理论分析的可靠性。

直升机蜂窝夹层结构缺陷验收准则验证技术研究

蜂窝夹层作为一种特殊的复合材料结构,具有比强度、比刚度较高,性能易设计且便于大尺寸整体成型等诸多优点,广泛应用在航空器的结构设计中。但蜂窝夹层结构在制造、使用和维护过程中易出现脱/漏粘、冲击、磕碰等内在缺陷或外来损伤,可能导致结构强度的降低,从而危及结构安全。基于强度理论制定了一种直升机蜂窝夹层结构的静强度、疲劳强度和剩余强度综合验证思路与方法。针对典型结构的构型、缺陷类型和工程可检缺陷参数尺寸,设计了模拟真实蜂窝夹层结构的验证样件和缺陷预制技术,通过强度性能的试验和研究,获得了带有脱/漏粘缺陷、冲击/磕碰损伤等缺陷的结构强度缺陷容限值,为其缺陷验收准则的制定提供了技术依据。

直升机机身结构用国产复合材料工程化应用验证技术研究

本文对国产复合材料在直升机机身结构上的工程化应用验证程序进行了分析研究,并针对程序的不同级别,详细阐述了相应的验证内容。

某型直升机全尺寸尾段结构强度试验破坏分析

某型民用直升机按照适航FAR/CCAR27/29.571条的要求,进行全尺寸尾段的强度验证,在进行到1.1倍极限载荷静强度试验时提前破坏。从载荷对比、应力分析和制造检查等方面对试验破坏原因进行分析,完善了结构的设计,改进了制造工艺,重新设计制造后的全尺寸尾段试验达到了验证目标。

某型直升机尾段全尺寸结构适航验证技术

某型直升机按照适航CCAR29§571等条款的要求,开展尾段全尺寸结构强度试验验证。基于统计和试验结果,确定结构许用缺陷;依据型号任务剖面、飞行实测和受载分析,确定尾段静力试验载荷和疲劳试验载荷谱,设计相关的试验验证和试验监控程序;最终通过全尺寸尾段结构静力和疲劳试验完成适航相关条款的符合性验证。

直升机复合材料框梁凸缘后屈曲分析

先进复合材料在直升机框梁等主承力结构的稳定性设计中得到广泛应用。复合材料结构稳定性设计的关键在于后屈曲分析,即受压结构能够承受超过其初始屈曲载荷的能力。本文以L型复合材料凸缘为例,通过开展L型复合材料凸缘压缩稳定性试验,获得后屈曲破坏载荷,与应用修正前、后的理论分析模型获取的计算值对比分析。验证了开展修正基于线弹性理论的分析模型的必要性,确定了直升机复合材料框梁凸缘后屈曲载荷计算的理论分析模型。

刚体元在有限分析中的特殊应用

本文论述了刚体元在有限元分析中作为传力结构的特殊用法,并针对其使用时出现的问题一一作了详细分析。最后,探讨了刚体元在模型简化中的应用。