空客将采用新的减阻机翼整流罩

该公司正在研究利用美国专利设计新的机翼根部整流罩，它能够减少安装在机翼上的发动机所带来的阻力。与常规机翼根部整流罩相比．新整流罩通过沿着机翼机身交界区的鼓包和机腹局部几何外形进行了修形，可以产生向外传播到机翼翼梢的有利压力波．从而可以减少由发动机产生的阻力。根据现有的试验结果表明，新的整流罩不仅可以改善飞机在不同飞行条件下的性能，同时也有利于改善机翼的载荷分布．增加飞机的自主飞行能力．而这种修形既不会增加结构重量．也不会增加制造成本。     

飞机机翼着陆滑跑动态性能分析

飞机着陆滑跑过程中,机翼结构将受到较大的冲击作用和振动激励。为预判结构局部危险部位,给结构强度设计提供参考,需对机翼着陆滑跑过程中的动态性能进行分析。创新性地考虑了飞机滑跑速度和气动力的变化,为有限元计算提供可靠的外载输入,并合理设置约束条件,建立半机体有限元模型,降低计算规模。最后提取机翼各站位处的载荷响应峰值,做出动响应包线,预判结构局部危险部位,如机翼根部,为结构强度设计提供参考。     

水陆两栖飞机静力试验优化机翼变形的载荷配平

水陆两栖飞机全机静力试验的浮筒着水工况试验中，在试验允许的常规载荷配平方案下，压向大量级水载荷作用于浮筒结构引起机翼较大变形，影响试验精度，因此进行以减少机翼变形为目标的载荷配平研究。将机翼近似为悬臂梁结构，在构建的机翼力学模型基础上应用Green函数建立机翼的挠度曲线方程。首次以考核区域边界肋的挠度和转角为优化目标并建立多目标函数，通过层次分析法和极差变换标准化处理方法将其转化为单目标函数后，采用引入交叉和变异因子的改进蚁群算法进行载荷配平方案优化运算。有限元分析及试验结果显示，优化得到的载荷配平方案可以显著地减少机翼变形，配平载荷不影响考核区域的真实变形，证明了该优化方案的正确性和可行性。     

一种根部加强的双梁机翼飞行载荷测量研究

在采用应变法测量飞行载荷时,针对具体结构的机翼,应变改装位置以及载荷方程的准确性对于测量飞行载荷具有重要作用。针对某型飞机根部有加强墙的双梁结构机翼的飞行载荷测量,论述了载荷方程建立过程并结合飞行数据对方程的准确性进行验证。根据分析结果,得到满足工程应用的飞行载荷方程,分析梁上电桥对载荷方程的影响,为测量相似结构机翼飞行载荷、应变改装以及载荷方程建立提供参考。     

发动机吊挂与机翼连接接头强度分析与试验

飞机吊挂与机翼连接接头主要用于传递来自动力装置的载荷,是飞机结构强度设计的关键件。为了精确分析吊挂与机翼连接接头强度及应力应变分布规律,设计了一套接头强度静力试验系统,研究了接头强度有限元建模方法。以总体有限元分析得到吊挂与机翼连接接头载荷为基础,建立了接头的细节有限元模型,分析了对接头强度影响较为严重的两种工况。有限元分析结果与试验结果对比,验证了接头强度有限元建模方法合理,对民机发动机吊挂与机翼接头设计具有应用参考价值。     

有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量技术

针对传统的载荷校准约束方法影响有起落架布置的翼身整体结构机翼根剖面载荷测量的问题,提出了一种适用于该结构形式的机翼载荷实测方法。首先,分析地面载荷校准时主起落架载荷变化对机翼根部测载剖面应变电桥响应的影响,提出了一种主动约束方法来模拟空中飞机机翼真实受载状态。其次,采用主动约束和传统的起落架约束方法进行机翼载荷校准对比试验,通过对试验数据进行分析,分别建立了2种约束方法的飞行载荷方程,表面上2种方法的地面检验误差均在3%以内,满足一般的工程误差要求。最后,选取对称拉起机动试飞状态,对2种约束方法的机翼飞行载荷测量结果进行分析研究,验证了有起落架布置的翼身整体结构机翼载荷测量方法的有效性,并给出了传统的起落架约束方法载荷测量误差大的原因。     

民用飞机机翼根部连接与柔性补偿设计

民用飞机机翼根部连接区是机翼和机身载荷交换平衡的关键部位,结构强度和耐久性、结构传载效率、装配协调要求、细节处理等设计要求很高。给出了民用飞机机翼根部连接设计的难点分析、传载特性分析、根肋布置方法及其特点分析、不同根部对接方案设计对比分析;提出了一种减缓结构装配应力的柔性补偿设计方法,并通过试验结果验证了相关柔性补偿设计方法的可行性;讨论了考虑复合材料承载特性的复材机翼结构根部对接考虑要点和设计建议。     

机翼部段静力试验优化设计方法

飞机结构部段结构静力试验是验证结构承载能力、有限元模型等设计指标的重要手段。部段试验相比全机试验规模较小，但需要解决边界分离面刚度匹配、支持模拟、加载模拟等技术难题，保证结构考核精度不受影响。某型飞机机翼为联翼式桁架布局，取中间一段机翼进行静力试验，需要解决多分离面优化设计，气动惯性载荷优化设计及施加等问题。采用分级解耦的设计思想，将试验设计的各个影响因素逐级剥离并建立相应的分析对比模型，依据结构响应误差进行优化设计，评估每一级简化模拟带来的误差。以结构有限元数值仿真为基础，提出了多铰支接头位移+主动载荷混合边界模拟，分离面加载假件刚度解耦设计与优化，桁架式机翼载荷优化设计及载荷施加等试验技术，使部段试验设计精度达到较高水平。     

复合材料机翼下壁板对接区设计与分析

机翼对接设计是飞机结构设计的一个重要环节,其设计的好坏关系到飞机的飞行性能和使用安全性能。基于国外先进民用客机外翼与中央翼的对接结构形式,设计了两种复合材料机翼下壁板的对接形式,并对其连接强度和失效模式进行了研究。利用商业有限元软件ABAQUS结合内聚力单元模型,模拟壁板蒙皮/缘条界面的失效,并获得不同对接形式构件的脱胶起始位置;通过引入Hashin失效准则的有限元模型研究拉伸载荷下对接构件的承载能力,并校核了螺栓强度;最后,比较分析了两种构件的最终失效模式,为复合材料关键连接区的细节设计提供一种有效的方法。     

模拟X型号飞机复合材料机翼有限元分析

基于建立的模拟半梁式全金属x型号飞机机翼模型，用等刚度设计方法建立半梁式半复材、全复材的模拟x型号飞机机翼模型。用软件ABAQUS分别采用其中的三角形以及四边形壳单元计算全复合材料机翼、半复合材料机翼、全金属机翼在同种气动外形和载荷下的有限元分析，研究位移和应力的收敛情况。数值计算表明：位移收敛速度较快，应力收敛较慢，用不同类型单元和逐渐加密有限元网格对收敛判断是必要的。半复材机翼比全金属机翼减重35％左右，全复材机翼比全金属机翼减重接近50％。     

民用飞机外翼、中央翼下壁板对接结构分析及试验研究

对接结构设计是飞机机翼结构设计的重要环节,其设计的优劣关系到飞机的使用寿命和安全性能。在分析国外先进民用客机外翼与中央翼对接结构型式的基础上,设计了两种机翼下壁板与对接肋的连接型式,并对其连接强度和失效模式进行了研究。利用商业有限元软件ANSYS研究拉伸载荷下对接结构的承载能力,根据计算结果针对对接型式进行试验研究,研究其破坏模式及钉载分配。最后,比较分析了两种不同结构型式的破坏模式和载荷分配,为关键连接区的结构细节设计提供方法支持。     

舰载机折叠翼气动特性分析

折叠翼技术是舰载机与航母相匹配的关键,研究折叠翼的气动特性对舰载机飞行动态及安全性具有重要意义。基于离散化的思想对折叠翼进行建模,并利用计算流体力学CAE软件Fluent对其进行数值计算,从升力系数和阻力系数变化及压力分布分析舰载机折叠翼的气动特性。结果表明:当折叠角为75°时,外翼的升力系数及侧向力系数将达到最大,阻力系数最小;一旦折叠机构失效,外翼的折叠将导致机翼整体升力系数及阻力系数大幅度下降,气动特性变差;与折叠机构失效前相比,折叠后的机翼失速迎角变小,且在失速后升力系数有缓慢上升趋势。     

鸭式布局地效翼数值研究

针对地效飞行器气动特性和纵向静稳定性这两个重要问题,应用数值模拟的方法对鸭式布局地效飞行器进行了研究。在鸭式布局中,主翼和鸭翼互相干扰,流场比较复杂。简化了地效飞行器模型,只考虑了主翼和鸭翼,通过改变鸭式布局地效飞行器中鸭翼相对主翼的位置和角度,分析其对气动特性和纵向静稳定性的影响。     

飞机典型复合材料加筋壁板结构稳定性及破坏强度分析

为考察飞机典型复合材料加筋壁板结构的稳定性及破坏强度,本文将计算在轴压载荷下,复合材料加筋壁板结构的失稳载荷及破坏载荷。通过对稳定性试验、有限元计算、工程算法3种方法结果的比较,摸清复合材料加筋壁板在轴压载荷下的稳定性和极限承载能力,找出壁板失稳规律,为今后的复合材料加筋壁板稳定性计算提供理论依据。     

基于隐蔽故障和多失效模式耦合的应急门安全性分析

民用飞机翼上应急门具有特殊性,故障存在一定的隐蔽性,因此合理地分析其安全性尤为重要。本文明确应急门隐蔽故障的评估和选取方式,在底事件失效概率的求解过程中引入隐蔽故障暴露时间,建立应急门空中意外打开故障树;将常规构建的“公差累积导致闩轴运动不到位”底事件考虑成由公差累积和结构磨损共同作用导致的闩轴运动不到位问题,细化故障树底事件建模技术,开展安全性分析,并对故障树细化前后可靠性分析结果进行对比。结果表明：细化后的故障树更符合工程实际,应急门可靠性分析结果更准确。     

民用飞机外翼中央翼对接肋腹板选型研究

典型民用飞机外翼中央翼是通过对接肋完成对接的,对接肋的腹板在其中起到重要的传递载荷和支持结构的作用。随着制造技术的发展,先进的民用飞机上出现了整体加筋式的腹板,这有别于传统的组合式加筋的腹板结构。利用商业有限元软件Hyperworks研究在压剪复合载荷并均匀油压载荷下,这两种加强筋类型腹板在变形、局部失稳、整体失稳和破坏下的承载能力,得出了较好的加强筋形式。最后分析针对两种类型腹板的压剪复合加载试验,验证了软件的仿真分析,为关键连接区的零件设计提供方法支持。     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响

为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响简

 为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。