民用飞机货舱门/开口设计方案研究

在民用飞机机身结构设计中,舱门/门框结构设计是飞机设计的难点之一。舱门/门框可以根据其功能、大小、受力形式的不同分为不同的类型,在其结构设计时,需考虑舱门自身特点,优化其受力形式,在满足其功能的前提下,节省结构重量。本文通过对比现在两大航空公司的典型的货舱门设计,结合飞机设计实际经验以及相关资料,阐述不同类型舱门的设计理念和力学原理,为航空器结构设计师们拓宽思路。

民用飞机机身壁板桁条端头设计方案研究

在民用飞机机身结构设计中,长桁端部连接设计是飞机设计的难点之一。在机身壁板强度分析时,长桁接头主要以静强度为判定标准,而在受拉区域则需考虑其疲劳性能,而长桁和框连接钉的载荷是决定其疲劳性能的关键参数之一。本文通过对长桁端头连接的简化,利用MSC.PATRAN/NASTRAN中的紧固件模块进行模拟和分析,给出了长桁端部连接优化的斜削方案,供设计者参考。

民用飞机机身截面设计方案研究

在民用飞机机身初步设计和总体定义中,机身截面结构设计是飞机设计的难点之一。根据机身的受力形式、客/货舱布局的不同,机身截面分为多种不同的类型。在设计时,设计人员需结合机身的受力形式,在满足机身客/货舱布局的要求情况下,选择机身截面形式,获取较高的结构效率。本文通过对比两种目前航空界流行的机身截面设计,结合飞机设计实际经验以及相关资料,阐述不同类型机身截面的设计理念,供民用飞机设计人员参考。

民机全尺寸结构疲劳试验支持夹具设计研究

民机的结构设计必须按照耐久性/损伤容限要求进行,因其分析方法不像静强度那样成熟,适航当局在进行符合性审查时,特别注重全尺寸结构的疲劳和损伤容限试验。在部件试验中,因各部件试验可同时独立进行、载荷谱全面、加载点少及进度快,因此广泛用于民机研制过程中。部件疲劳试验的支持夹具提供与原结构相当的支持刚度。文章通过对某飞机襟翼子翼疲劳试验支持夹具的设计与分析,验证试验支持段可提供真实支持。研究表明,随着试验件与真实支持连接的静不定阶数增大,过渡段的设计趋于复杂。当支持夹具的设计过于复杂时,为保证结果准确有效,建议采用与试验件相连接的真实结构作为支持段。

民用飞机机翼壁板长桁斜削端头改进设计

长桁斜削端头是民用飞机壁板设计中必不可少的结构细节,也是影响壁板静强度、疲劳强度性能的关键细节特征。文章研究了长桁斜削端头设计,综合分析了结构的几何特性,结构受力及紧固件受力特点,提出了对此结构的改进设计方案。通过有限元分析得到此改进方案完善了长桁斜削端头结构的受力,提高了结构性能,最后此结构在机翼壁板设计中的到了成功应用。

返力连杆作动器在某型民机颤振设计中的应用研究

某型民机方向舵采用返力连杆作动器,这在国内飞机设计中属首次应用。在颤振设计中,研究了其刚度特性、及对垂尾固有特性和颤振特性的影响。研究结果表明,返力连杆作动器部件之间满足刚度串联关系,通过合理的设计,保证作动器有足够的刚度,则垂尾能够在结构减重的情况下,满足运输类飞机适航标准气动弹性稳定性条款(CCAR25.629)和咨询通报AC25.629-1A规定的颤振包线要求。

民用飞机地面转弯时重心侧向过载系数的分析与研究

对民用飞机地面疲劳载荷进行计算分析,对于结构减重和保证飞行安全具有至关重要的作用。根据民用飞机地面转弯时的受载情况,重点分析地面转弯速度与转弯半径的变化关系,并基于现有的地面转弯侧向载荷谱,确定民用飞机地面转弯时的重心侧向过载系数的取值范围。通过对比国外机型的实测数据,给出进行疲劳当量分析时,地面转弯时的侧向过载系数的建议值。

飞机结构修理中去除蒙皮边缘损伤的研究

在飞机结构修理去除蒙皮边缘疲劳裂纹时,去除深度和半径对蒙皮的疲劳品质有很大的影响。研究了不同的去除深度和半径对蒙皮疲劳品质的影响,得到满足允许损伤标准的疲劳裂纹去除方法。

飞机结构有限元模型板元与体元连接建模方法研究

飞机结构中确定连接紧固件传递载荷是强度校核的关键。文章基于MSC.NASTRAN对模拟紧固件连接的组合单元方法及其在板体单元混用模型中的应用进行研究,通过算例分析表明,组合单元法适用于板体单元混用模型,计算结果准确可靠。经算例比较,组合单元法所得螺栓剪力与工程方法计算结果较好吻合,可直接计算螺栓拉伸内力。

机身壁板疲劳试验件过渡区设计

本文对机身壁板环向对接疲劳试验件的传力特点进行了分析,设计了三种含不同过渡区的试验件,分别计算了它们过渡区危险细节处的疲劳寿命,并进行了对比,结果表明过渡区采用指形变厚度垫板试验件的载荷传递更加缓和,长桁和蒙皮的工作应力较均匀,过渡区与考核区最短寿命之比更高,更能满足疲劳试验件设计技术要求。

某型飞机机身壁板鼓胀效应研究

本文介绍了国外机身壁板鼓胀效应研究的理论背景,在国内首次提出了一种新的基于有限元计算的机身壁板鼓胀效应研究方法。通过ANSYS建立有限元模型,模拟了某型飞机机身壁板框间裂纹,框下裂纹(框完好)和框下裂纹(框断开)3种情况下的鼓胀效应。通过对ANSYS软件进行二次开发,计算了这三种情况不同裂纹长度组合下的应力强度因子,并与平板理论解进行了对比分析。

民用飞机翼面结冰颤振特性研究

翼面结冰是运输类飞机适航标准气动弹性稳定性要求条款(CCAR25.629)规定的必须考虑的失效、故障与不利条件之一,必须通过风洞试验和理论分析相结合的方法来表明飞机对该适航条款的符合性。针对某型民用飞机,进行了模拟翼面不同结冰状态的颤振模型风洞试验,采用希利普法外推得到颤振速度;同时对不同结冰状态进行了理论分析。试验与分析结果表明,该型飞机翼面结冰状态下颤振形式为机翼弯扭耦合;翼面结冰对该型飞机颤振速度无不利影响;该型飞机翼面结冰状态满足颤振包线要求。

基于子模型方法的民用飞机开口强度分析

建立了基于子模型的民用飞机开口强度分析方法。在全机有限元模型的基础上,采用子模型法建立开口结构的细化模型,根据全机有限元模型确定细化模型载荷和位移边界条件,对结构进行强度设计与分析。以某机型旅客观察窗开口为例,通过理论计算结果与试验数据的对比,验证了本文分析方法的正确性。

基于非线性静力学模型的飞机系留载荷计算方法研究

由于飞机在强风下系留时,机体承受各方向的载荷较大,因此需对系留结构及系留索是否具有足够的承载能力进行分析,而其中系留载荷的计算就显得异常重要。采用MSC.Nastran软件,针对飞机在系留情况下,系留索的单向承载性及起落架与地面的非线性接触特性,通过应用非线性间隙单元,建立了非线性静力仿真模型,并计算了飞机在系留状况下,各系留索承受的张力及各系留点所受的载荷,计算中同时考虑了起落架缓冲支柱空气弹簧力对于系留载荷的影响,从而为飞机系留载荷提供了一种新的有限元计算方法。

民用飞机复合材料主结构适航符合性研究

介绍了民用飞机复合材料主结构适航取证方法。该取证方法是基于试样和组合件试验支持的分析方法,符合FAA和EASA发布的指导条例。根据FAA新近发布的资讯通报AC20-107B,给出了复合材料主结构静强度、疲劳和损伤容限符合性方法需遵循的原则。最后给出了全尺寸复合材料部件静强度、疲劳和损伤容限试验流程。研究的复合材料主结构取证方法符合适航当局颁布的适航规章和咨询通报要求。

飞机大开口结构的强度因子有限元计算

本文通过对平板边缘裂纹应力强度因子的有限元计算进行了研究,研究发现采用围道积分法计算的应力强度因子与解析解误差不超过0.5%。进一步将有限元法计算应力强度因子推广到飞机实际结构中常见的大开口角边裂纹的应力强度因子计算,结果表明工程中常用的简化手段往往偏于保守,因此在裂纹扩展计算中如果采用有限元法计算应力强度因子可有效提高飞机运营过程的经济性。

基于损伤容限的孔边凸台结构优化设计

以孔边凸台结构的宽度和厚度为优化变量,以裂纹扩展寿命最大为优化目标,采用遗传算法对孔边凸台结构进行基于损伤容限设计思想的优化设计。通过具体算例,给出了等重量下孔边凸台结构的最优寿命及对应的最佳凸台结构宽厚比,为孔边凸台结构设计提供了参考和指导。

民用飞机机身门框开口角部进行裂纹扩展分析时的角部应力计算方法

在对民用飞机机身门框开口角部进行裂纹扩展分析时,工程算法求解开口角部应力虽然计算结果可靠,但公式繁多,过程复杂。本文提出了针对粗网格有限元模型求解开口角部应力的有限元算法,并通过一个具体算例,证明了该算法计算的开口角部应力是正确的,且过程更简单。同时应用NASGRO软件进行了裂纹扩展分析,结果表该方法适用于工程分析。

大型固定翼民用飞机系留载荷非线性计算分析

采用有限元法,充分考虑了固定翼民用飞机机体结构刚度分布对超静定问题求解的影响、起落架缓冲支柱"行程-载荷"之间的非线性关系、系留绳索单向承力特性以及起落架与地面之间的接触非线性,建立了大型固定翼民用飞机系留载荷计算模型并给出了相应计算流程;计算分析了风载作用方向、飞机重量、起落架机轮与地面摩擦系数、系留绳索刚度对飞机系留载荷的影响规律。分析发现:风载方向与航向平行(不平行)时,系留载荷较小(较大);由摩擦系数和飞机重量变化所引起最大系留载荷的差异分别为9%和35%,摩擦系数对最大系留载荷存在一定影响,而飞机重量对其影响显著;飞机重量越小,则最大系留载荷越大,在计算系留载荷时需要考虑可能的最小飞机重量;系留绳索刚度越大,则系留载荷越大,但飞机最大位移越小,在选取系留绳索材料时应同时考虑系留载荷和系留作用下飞机最大位移。

民用飞机水上迫降数值模拟分析

针对民用飞机水上迫降撞击压力问题缺乏合适的理论分析方法的问题,基于Dytran考虑水-空气两相流体与飞机结构之间的相互耦合作用,通过一般耦合算法实现流固耦合计算;对民用飞机水上迫降过程中机身底部着水压力载荷和着水过程中的飞机俯仰角进行有效数值模拟与水上迫降载荷处理.飞机结构入水时压力在初期达到峰值,然后衰减,在峰值过后会出现小幅波动.