现代飞机机体结构模块化设计技术研究

基于飞机结构数字量尺寸协调体系,以设计和工艺分离面将机体分为若干部分,每个部分进行模块化设计、制造和装配,减少交叉作业,模块之间简化连接和工装,并采用工艺补偿便于飞机总装和部件更换.     

大型翼面玻璃钢蜂窝夹层结构设计

 全面地介绍了ＡＤ系列飞机,特别是ＡＤ２００飞机的玻璃钢蜂窝夹层结构的设计思想和具体措施。以试验数据为依据,推荐采用胶钉和齿钉的紧固连接方式,解决了金属接头与蜂窝夹层结构的连接问题,并在金属件与蜂窝之间采用层板过渡办法,解决了金属件与蜂窝直接连接的困难。此外,提出一套可靠的抗破损安全设计的措施。     

数据库在飞机连接技术系统上的应用

飞机连接是飞机制造技术中的一项重要的关键技术.利用Oracle数据库管理系统,在收集整理相关资料的基础上,建构了飞机连接数据库.描述和存储了飞机连接中的技术条件数据、连接件的工艺数据和连接件的关联数据等,并建立了数据的相互关联.说明利用PowerBuilder应用开发工具进行数据库应用程序开发的全过程和相关的原理.最后,对所设计的＂飞机连接信息技术系统＂做了简要的经济性分析.     

飞机燃油系统管路连接技术的现状和发展

对飞机燃油系统管路连接技术的现状进行了综述，介绍了管路与结构、管路与管路的硬连接、柔性连接的特点、各类接头的优缺点及在设计和使用中要注意的问题。还介绍了各类管路连接技术的发展方向，并对国内该技术的发展提出建议。     

2.1装配应力产生过程2.2装配应力对强度影响分析

飞机装配本质上是按照设计和技术要求,将大量飞机零件和紧固件进行组合、连接,逐步装配为组合件、部件及整机的过程。由于零件数量巨大、构型多样,装配关系复杂,而且,由于零件加工过程尺寸公差、装配过程中的形位公差,零件加工过程中残余应力释放,在飞机主机装配过程中,各类误差累积,导致结构间存在装配间隙。在紧固件作用下,产生装配应力。装配应力作为预应力一直存在于飞机结构中,改变结构应力状态,使其偏离设计点,进而影响飞机结构完整性,甚至危及飞行安全。本文基于飞机结构应力状态,分析了装配应力对结构强度的影响,主要在于降低疲劳寿命和导致应力腐蚀开裂两方面,并进行了试验验证。试验表明,随着装配间隙增加,结构产生应力腐蚀裂纹概率及裂纹数量急剧增加,实际工程中,应考虑工艺水平及成本等因素,严格控制装配间隙以降低由此产生装配应力影响飞机结构强度品质。     

AD系列轻型飞机部件对接的协调及其保证方法

ＡＤ系列轻型飞机是全复合材料结构的飞机，由机会、左右机翼、前置式平尾和左右垂尾六大部件组成，这些部件之间的连接采用了孔销结构。本文介绍了采用这种孔销连接结构进行连接的步骤及协调方法。     

外翼上壁板根部连接形式对飞机承载能力的影响研究

在飞机结构设计中,外翼上壁板根部连接处结构形式对飞机的传力、变形、承载能力具有重要影响.通过对3种不同形式的上壁板根部连接方案进行压缩试验,研究各方案的承载能力、破坏方式.通过三维有限元方法,计算了连接部位的主要螺钉所分配的载荷,研究了长桁根部斜角对结构屈服载荷的影响,得到了最优的选型方案.     

翼吊式发动机安装设计综述

发动机安装是飞机总体设计中必须考虑的因素,发动机吊挂作为将发动机动力传递给飞机的结构部件,其安装设计非常重要。针对翼吊飞机的特点,介绍了发动机安装位置对飞机特性的影响,阐述了几种不同吊挂形式以及吊挂与机翼、吊挂与发动机连接形式的优缺点。分析表明：盒形梁式吊挂盒段结构、吊挂与机翼静定连接形式、吊挂与发动机主体连接形式是发动机吊挂结构的首选方案。     

飞机结构抗疲劳与断裂设计技术出版信息

 航空航天部飞机结构抗疲劳与断裂设计技术研究（简称“AFFD”）系统工程预期“七五”期间可提供如下出版物: 1.美空军飞机结构耐久性设计手册 2.国产常用航空材料喷丸强化手册 3.美空军飞机结构耐久性设计手册背景材料（分上、下册出版） 4.螺栓与连接耳片强度分析手册 5.美空军连接耳片损伤容限设计指南     

球铰接结构防拉脱改进研究

铰接结构是一种工程中常用的结构形式,能够为机械装置提供多自由度的运动,可以有效简化机构的复杂程度.针对铰接结构易于拉脱的问题,提供了一种防止球铰接结构拉脱的设计结构,经过实践检验,可以有效解决球铰接结构拉脱问题,提高结构的可靠性.     

破损安全设计在民用飞机襟翼运动机构中的应用

后缘襟翼是现代民用飞机的关键增升装置，运动机构是其重要的支撑结构。根据后缘襟翼运动机构特点和损伤容限要求，提出了破损安全设计要求和不同类型的破损安全结构应用场景。基于裂纹扩展方法和主、副结构裂纹独立扩展的原则，给出了不同类型破损安全结构的裂纹扩展曲线、检查门槛值和重复检查间隔的确定方法；针对主流铰链襟翼和滑轨襟翼运动机构的传力和连接特点，从主、副结构的相对位置出发提出了同位结构和异位结构的分类方式，从结构特点出发提出了平板结构和铰链结构的分类方式，给出运动机构破损安全设计流程，并提出了典型富勒襟翼滑轨等待破损安全最小设计间隙确定方法，对民用飞机的研制具有重要意义。     

大型飞机铰链下垂前缘多段翼型气动优化设计与研究

随着增升装置的发展,新型商用飞机机翼内侧采用了结构简单的铰链下垂前缘,与使用最多的前缘缝翼相比,它具有减阻降噪,提高升阻比等优点。针对大型飞机铰链下垂前缘翼型进行了气动优化设计及数值研究。首先设计出铰链下垂前缘的二维翼型,然后通过iSIGHT平台对翼型进行气动优化,分析铰链下垂前缘翼型的低速气动特性,并且得出最佳翼型,最后与前缘缝翼翼型的气动性能进行对比,说明使用铰链下垂前缘的可行性。     

High-strength adhesive joints in aircraft parts

A technology of polymer adhesive modification is suggested for adhesives used in aircraft structures bonding. The technology is based on exposure of polymer component melt of the adhesive to an electric and wave field. A decrease of internal stresses and increase of the strength of adhesive joints based on modified adhesives are experimentally established. Electron microscopic and X-ray structural analyses indicated the mechanism of strength enhancement of adhesive joints based on modified adhesives due to adjustment of their structure on the nanoscale level.     

太阳能飞机翼肋结构拓扑优化设计

太阳能飞机翼肋结构轻薄且数量众多,其结构形式的合理性对于结构减重、机翼刚度设计等具有重要意义。基于现有太阳能飞机翼肋的结构形式,提出一种翼肋拓扑优化设计方法:首先,应用双向渐进结构优化法(BESO),以单元应力为判断指标,对太阳能飞机典型翼肋进行结构拓扑优化;其次,基于拓扑优化结果对翼肋进行结构细节设计;最后,通过有限元计算,验证翼肋的结构强度、刚度和静稳定性。通过本文方法,能够得到太阳能飞机翼肋更为合理的结构布局。     

飞机翼类典型结构件库系统设计与实现

分析了飞机翼类典型结构件的特征知识,采用吸纳法实现知识驱动飞机翼类典型结构件几何设计,研发了独立于CAD平台的结构件知识库。实现了翼类典型结构件设计资源的重用,在降低变形设计难度的同时提高了设计效率,并为其他零件和标准件库的建立提供了一个新的方法。     

飞行器结构设计与强度的现状与发展

 本文综合评述飞行器结构设计与强度的现状与发展,着重讨论了当前的几个重大中心课题,以求有助于型号研制和学术研究,推动航空科学技术的发展。因篇幅有限,对于现有成熟的技术与方法,不求罗列俱全。本文内容偏重于结合飞机结构,但也涉及航天器结构。     

Design of aircraft structures against threat of bird strikes

In this paper, a method to design bird-strike-resistant aircraft structures is presented and illustrated through examples. The focus is on bird strike experiments and simulations. The explicit finite element software PAM-CRASH is employed to conduct bird strike simulations, and a coupled Smooth Particles Hydrodynamic (SPH) and Finite Element (FE) method is used to simulate the interaction between a bird and a target structure. The SPH method is explained, and an SPH bird model is established. Constitutive models for various structural materials, such as aluminum alloys, composite materials, honeycomb, and foam materials that are used in aircraft structures, are presented, and model parameters are identified by conducting various material tests. Good agreements between simulation results and experimental data suggest that the numerical model is capable of predicting the dynamic responses of various aircraft structures under a bird strike, and numerical simulation can be used as a tool to design bird-strike-resistant aircraft structures.     

复合材料主起落架整流罩结构设计要求及方法

民用飞机主起落架整流罩多采用复合材料结构进行设计,提出了适用于民机的主起落架整流罩结构设计的要求及方法,介绍了通常采用的技术方案,包括结构形式、结构组成、连接方式等。要保证设计方法具有一定的先进性,技术方案成熟可行,就要考虑其功能、承载、耐久性等结构设计要求,同时因其内部结构经常处于恶劣的环境中,所以要兼顾其结构保护以及维修性设计,即具有很好的抗冲击性和防潮湿性能。     

浅析民用飞机的结构安定性分析概念

民用飞机机体结构无论本体结构及连接区如何复杂,基本是在弹性力学的基础上开展结构静强度计算分析的。极限载荷工况下全机自然网格有限元模型内力求解均是限制载荷的1.5倍线性解析获得。而实际上除有特殊设计要求外的大部分结构允许限制载荷下无有害永久变形,极限载荷下不破坏,如果极限载荷结构仍为线性分布,只能说明结构效率低下,商用飞机的竞争力和先进性无从谈起。那么这种线性假设成立的条件和前提是什么呢？通过对结构安定性概念的研究指出该假设成立的前提,并提出了一种对民用飞机机体结构设计及强度分析方法的新理念,即结构安定性概念。通过诠释结构安定性,延伸对CCAR25部第25.303和25.305(a)条款的解读,为飞机型号合格审查活动提供支持。     

Integrated optimization design of smart morphing wing for accurate shape control

Smart morphing wing, which is equipped with smart materials and able to change structural geometry adaptively, can further improve aerodynamic efficiency of aircraft. This paper presents a new integrated layout and topology optimization design for morphing wing driven by shape memory alloys (SMAs). By simultaneously optimizing the layout of smart actuators and topology of wing substrate, the ultimately determined configuration can achieve smooth, continuous and accurate geometric shape changes. In addition, aerodynamic analysis is carried out to compare smart morphing wing with traditional hinged airfoil. Finally, the optimized smart wing structure is constructed and tested to demonstrate and verify the morphing functionality. Application setbacks are also pointed out for further investigation.