飞机结构密封与失效修理

为提高飞机增压舱的密封能力,给出了飞机结构密封失效的修理程序、方法、试验验证、典型结构密封的措施等,以求达到增压舱正常加压和减缓机体腐蚀发生,保证飞机在寿命期内安全飞行。     

飞机整体油箱快速修补技术现状及发展

本文介绍了现代飞机整体油箱密封失效原因分析、快速修理方法及专用修理密封材料。     

民用飞机后机身壁板控制失效模式和控制载荷工况分析

为了明确载荷对典型民用飞机的后机身加筋壁板结构设计的影响,建立低平尾式飞机后机身的有限元模型,计算分析了壁板的应力应变分布,计算分析了壁板不同区域的控制载荷工况、控制失效模式。通过对比不同失效模式各自所占的比例,证明后机身壁板结构的主要失效模式是屈曲以及最大应变准则。通过对比不同控制载荷工况各自所占的比例,选出后机身壁板结构的主要控制载荷工况。     

液压系统橡胶密封件的失效典型案例分析

从橡胶密封件的密封原理出发,分析了由于密封结构形式选择不当、结构设计不合理和密封材料使用不当造成的密封失效案例.结果表明,液压系统的密封失效原因是复杂的,需结合设计和材料,才能解决各种密封失效问题,提高橡胶密封的可靠性.     

民用飞机结构密封设计技术要求研究

针对民用飞机结构长寿命防腐蚀密封和增压舱失压密封要求,从设计准则、设计要求、密封型式、密封材料等技术要求进行了研究,总结了典型结构密封方法要求,并对密封材料的环境适应性试验情况进行了说明,可供有关人员参考。     

发动机非包容性转子失效布置与防护设计

民用飞机发动机服役经验表明:发动机非包容性转子失效仍会发生。为将这种非包容性转子失效可能带来的危害降至最低,基于一种发动机翼吊式安装的民用飞机,结合咨询通告AC20-128A的要求以及民用飞机设计的工程经验,开展了飞机内部系统布置和结构防护设计研究。首先介绍了减小发动机非包容性转子失效危害的设计流程和分析模型,其次从民航局审查关注的角度,重点阐述了不可控制的着火、推力损失、飞机操纵的损失、对乘客和机组人员的保护和结构完整性等五个方面的设计思路和方法。研究结果表明:飞机设计时,通过采取将关键部件和系统移出碎片影响区、冗余设计、提供可接受的防护等预防措施来减小发动机非包容性转子失效对飞机的危害,对发动机非包容性转子失效的设计和适航验证具有指导意义。     

异形胶圈密封失效分析

介绍了某型飞机舱盖作动筒异形胶圈密封失效的原因分析,并给出改进建议,对解决异形胶圈密封失效问题有一定的参考价值。     

动力失效对起飞纵向气动特性影响数值研究

研究民用飞机动力失效对飞机起飞阶段纵向气动特性的影响规律及其机理,对保证飞机有效操纵和安全飞行具有重要意义.采用在点对点多块结构化网格系统上求解三维可压缩雷诺平均N-S方程的数值方法,研究发动机动力失效对某民用飞机起飞构型纵向气动特性的影响.通过DLR-F11模型验证研究方法对民用飞机高升力构型气动特性的预测能力;针对安装动力短舱的某翼吊涡扇发动机民用飞机起飞构型,通过对比其发动机在正常工况和失效时飞机气动特性的差异,得出动力失效对飞机纵向气动特性的影响规律及机理.结果表明:动力失效后,不但溢流效应会使飞机阻力系数增大;还会导致发动机进、排气特性较正常工作状态明显不同,恶化短舱附近流场,对飞机的升力、失速特性带来不利影响.     

航空发动机高压止推轴承腔密封分析及保证

针对在外场使用和台架试车中多次出现高压止推轴承腔密封失效故障,结合高压止推轴承腔滑油系统工作原理、密封结构和装配工艺特点,对高压止推轴承腔密封失效故障进行机理分析,结果表明:严格控制篦齿和涨圈滑油密封尺寸、量化密封剂稀释配比、明确密封剂涂覆和紧固件拧紧要求、加强装配难点部位控制,可提高高压止推轴承腔的密封可靠性。     

水陆两栖飞机涉水结构修理级别分析研究

修理级别分析（LORA）是水陆两栖飞机涉水结构维修工程分析的一个重要内容。国内外修理级别分析主要针对民用飞机、舰载机、车辆、船舶等,有关水陆两栖飞机涉水结构修理级别分析的研究较少,基于此,针对水陆两栖飞机涉水结构 LORA 的流程和模型进行研究。建立涉水结构三级修理模式,提出涉水结构的 LORA 流程;建立适用于涉水结构三级修理的经济性 LORA（ELORA）模型,给出 ELORA 需要考虑的成本因素;以水陆两栖飞机涉水舱门上的接近开关为例进行经济性修理级别分析。结果表明：待分析产品应在中继级进行修理,与工程实际中的修理级别一致,本文 ELORA 模型应用于涉水结构具有可行性。     

民机机身耐撞性设计的波纹板布局

 耐撞性是民机机身结构设计的一项重要要求。为了研究以波纹板为吸能结构的机身结构能量吸收特性和冲击响应特性,针对常规的机身构型,提出了3种货舱地板下部波纹板布局形式,建立了相应的机身段有限元模型,对机身垂直撞击刚性地面的情况进行分析。获得了不同布局形式下的波纹板变形模式和能量吸收情况,以及机身段的破坏模式、能量吸收情况和座椅处的过载-时间历程。3种布局的对比分析表明,在机腹隔框下端和蒙皮之间布置波纹板,可以使机身下部结构的破坏模式稳定,显著降低座椅处的过载峰值,缩短高过载脉宽,有效提高机身结构的耐撞性。     

翼身融合布局民机非圆截面机身结构设计研究综述

翼身融合布局飞机具有大升阻比、低阻力、低噪声等优点，是未来民机最具潜力的发展方向之一；但由于特殊布局所采用的非圆截面增压机身，给翼身融合布局民机结构设计带来了巨大挑战。为了降低非圆截面机身承受增压载荷时产生的高弯曲应力、提高机身结构稳定性及承载效率，翼身融合民机机身结构设计先后经历了圆柱组合式多舱室机身、双蒙皮多舱室机身、带加强支撑的盒式机身、基于拉挤杆缝合高效一体化结构（Pultruded Rod Stitched Efficient Unitized Structure，PRSEUS）的盒式中央机体等发展阶段，其中最具承载优势和可实现性的是由美国国家航空航天局NASA和波音公司共同提出的基于PRSEUS盒式中央机体结构设计方案。PRSEUS结构不仅充分利用了复合材料一体化缝合、整体共固化、低成本等制造优势，而且具有抗拉伸/压缩、多路径止损/止裂、刚度和稳定性裕度大、承载效率高、易金属修补等优异的力学特性，已被拓展应用到了翼身融合民机机翼等结构设计中。本文以非圆截面机身结构设计为重点，回顾了翼身融合民机结构设计发展历程；从整机身结构、关键部件结构、整机优化设计等方面详细阐述了翼身融合民机结构设计的研究进展与发展现状，基于国外相关技术研究发展趋势，提出了中国翼身融合民机机身结构设计研究未来需要重点关注的方向。     

民用飞机辅助动力装置进气系统防火适航条款解读及试验研究

民用飞机辅助动力装置(简称APU)安装在飞机后机身APU舱内。APU舱作为民用飞机适航审查过程中的指定火区,需要经过严格的防火密封性验证。确保APU舱火区内可能发生的火灾危险不会传播到飞机的其他区域,影响到APU系统乃至整个飞机的安全运行。APU系统通过进气系统穿越APU舱防火墙与外界大气连通,为APU正常工作提供新鲜空气。进气系统穿越防火墙对APU舱的防火密封能力提出了很大考验。民用飞机适航审定也对APU进气系统防火性能提出了详细的适航条款要求。从APU进气系统防火适航条款解读入手,通过某型民用飞机APU进气系统防火适航审定实例,对进气系统防火从设计角度进行了研究,并且对适航审查时需要重点关注的防火密封区域进行了试验研究。     

民用飞机适航符合性验证方法与程序研究

研究了功能危险分析、故障树分析、故障模式影响分析以及共因故障分析等安全性分析方法在民用飞机适航符合性验证中的应用,明确了各种方法的应用时机与输入输出信息.分析了民用飞机设计各阶段适航安全性工作内容,以各项安全性分析技术为基础,建立了民用飞机适航符合性验证流程,初步构建了民用飞机适航符合性验证的理论体系.     

密封胶在波音民用飞机上的应用

对密封的级别,密封胶的类型、性能以及飞机定检时常用的施工方法进行了介绍。举例介绍了密封胶在修理过程中的应用并对日常维护中经常发现的问题进行了汇总,分析了环境对密封胶性能的影响,较全面地提供了密封胶在波音民用飞机上的基础应用知识。     

民用飞机结构主要部件失效率研究

飞机结构的安全性和全寿命期内的高可靠性是飞机设计时必须考虑的首要问题。可靠度指标的选取既要考虑技术及经济的可行性，也要兼顾社会的可接受性。基于国外飞机结构的失效率统计数据及主要部件的可靠性系数，经过分析研究给出了国内民用飞机主要部件的失效率。     

民用飞机后机身与尾段在球面框处对接研究

民用飞机后机身与尾段的对接往往选择球面框(后压力隔框)位置,球面框是机身气密线的末端,该处的对接设计需要从传力、重量、成本、装配、维修、排水等多方面进行考虑,是民用飞机机体结构设计中非常重要的一个环节。针对民用飞机中后机身与尾段的连接特点,从传力等考虑要素入手,介绍了目前国际上典型机型的成熟方案,并进行方案优缺点分析、比较和总结,为我国民用飞机结构设计提供借鉴。     

客舱地板斜撑杆对民机典型机身段耐撞性能的影响

针对一类具有客舱地板下部斜撑杆的民机典型机身段,研究了斜撑杆对机身段耐撞性能的影响。建立了客舱地板及其下部结构的有限元模型,客舱地板以上的框段结构、乘员质量和座椅被简化为刚性质量块。分析了斜撑杆为开孔/不开孔开剖面结构、斜撑杆剖面尺寸变化以及无斜撑杆和刚性斜撑杆情况下,机身段在坠撞速度为7m/s时的冲击特性。对比分析了各种情况下座椅位置处的加速度-时间历程曲线、机身段的破坏模式和能量吸收情况。结果表明存在合适刚度的斜撑杆,使该类型机身结构具有良好的耐撞毁性能,而增加或减少斜撑杆刚度均有可能产生多次高过载。     

民用飞机后机身结构静力试验方案设计

针对某民用飞机后机身结构特点和受载形式,设计了相应的静力试验方案。该方案合理模拟了后机身结构的支持和边界条件,同时对后机身严重载荷情况进行分析处理,实现了飞行载荷和惯性载荷在后机身结构上的施加,顺利完成了大部段复杂结构的静强度试验。试验结果表明,后机身结构能够承受极限载荷,其刚度和强度满足设计要求。