M2飞机的复合材料机翼静强度载荷及试验研究

M2轻型运动飞机机翼结构采用复合材料,通过静力试验对其机翼强度进行验证,对发现机翼结构设计薄弱环节以及结构改型和发展具有重要意义。首先分析ASTMF2245-16机翼强度适航条款的要求;然后通过对M2飞机载荷包线、环境影响系数、限制载荷和极限载荷的研究,计算得到复合材料机翼载荷;最后进行机翼限制载荷静力试验、机翼极限载荷静力试验和机翼破坏载荷静力试验,并对试验结果进行分析。结果表明:M2飞机的极限载荷满足试验要求,复合材料机翼试验破坏载荷相对设计极限载荷的偏差为2%,M2飞机的复合材料机翼结构设计满足静强度设计要求。     

民用飞机阵风载荷及减缓技术的研究

由于民用飞机机翼具有大展弦比的特点,因此阵风载荷经常成为民用飞机飞行载荷的严重情况,是各国适航标准重点考察的飞行情况。而且,阵风干扰还会因飞机机体的自身弹性引起结构弹性振动,使飞机结构刚度降低,造成机体疲劳损伤,甚至引起颤振。因此,在民用飞机载荷设计过程中对阵风载荷及其减缓技术进行研究具有非常重要的意义。介绍了民用飞机阵风载荷的原理及相关技术,以及阵风载荷减缓技术中用直接升力控制方法来实现机翼的阵风载荷减缓。     

弹性飞机跨声速机动载荷计算方法

基于跨声速非定常气动力求解的重叠场源法,开展了弹性飞机跨声速机动载荷计算方法研究,为现代飞机结构强度设计提供更加可靠和精确的临界载荷计算方法。首先通过采用重叠场源法求解关于62%根弦俯仰振荡的LANN机翼在马赫数为0.822的非定常气动力并与实验结果进行对比,验证了重叠场源法对跨声速激波效应预测和非定常气动力计算的能力;其次应用频域气动力有理近似技术拟合场源法计算得到的广义气动力系数矩阵,建立了机动载荷分析的状态空间模型;然后完成了某型民用飞机俯仰机动载荷分析,研究了俯仰机动飞行情况下飞机机体状态量及飞机部件载荷响应规律。计算结果表明：考虑机体弹性变形后,机翼和平尾气动载荷响应最大值分别减小了5.1%和10.6%,升降舵气动载荷响应最大值增大了16.2%,在飞机结构强度设计中必须考虑机体弹性效应对飞机部件载荷的影响。     

复合材料层压板的安全系数与可靠度

1.引言 在飞机结构设计中考虑到载荷的特性、材料的特性、设计和制造中的不确定性等因素,通常用一个笼统的安全系数来概括。安全系数可有不同的定义,在飞机结构静强度设计中常用的安全系数f的定义是设计载荷(极限载荷)与使用载荷(限制载荷)之比。安全系数是一个设计系数,它提供了一种保证,使得飞机结构在使用载荷作用下不会产生永     

起落架轮轴偏角对轮毂结构强度影响分析

在飞机结构设计图纸上各类零部件都以静态刚体的形式表达,起落架机轮轮轴通常设计成与地面水平的形式,在地面载荷计算与结构强度分析时也通常以图纸为准进行计算分析,但在真实的地面使用物理场景中机体结构和起落架都会在受载后产生变形,轮轴轴线将与地面产生一个偏角,或者由于制造偏差和装配偏差等原因也会产生偏角,这些因结构柔性或者制造偏差原因造成的偏角对轮轴结构强度分析过程中准确性的影响有多大,在飞机设计精确化发展趋势的今天有较大的意义。本文基于有限元方法研究了典型地面载荷工况下,通过分析相同载荷状态、不同偏角状态下,某型民用飞机主起落架轮轴轮毂结构强度的变化情况,判断计算分析中是否应考虑轮轴偏角,为后续民机相关的结构强度设计提供参考。     

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。     

民用飞机机体结构静强度验证

民用飞机机体结构静强度验证是保证飞机结构安全的基础,是民用飞机获取型号合格证投入市场运营的基本条件。以机体结构静强度验证流程为线索,从分析和试验两方面阐述了当前机体结构静强度验证的思路和方法以及未来的发展趋势。对于金属机体结构,结合少量必要试验,采用经试验验证的分析进行全面静强度验证是当前金属机体结构静强度适航验证较好的工程解决方案,而复合材料机体结构采用积木式验证模式是目前最优化的验证方案。采用传统的内力模型加工程分析方法依然是机体结构静强验证的主要手段,但工作流程,主要是强度校核工作部分,将向自动化方向发展,以满足实际工程分析对效率和质量的要求。同时,全机精细有限元模型分析是机体结构静强度验证重要的辅助手段,代表了飞机结构强度分析未来的发展方向。     

民用飞机机体外部对流换热系数计算方法研究

飞行条件下,飞机外部对流换热系数的计算需考虑气体压缩性和热交换的影响。目前工程上通常采用的参考温度法忽略了飞机结构的影响,将飞机各部位的外部对流换热系数视为一个数值,势必会严重影响计算结果的准确性。通过对民用飞机外部对流换热系数计算原理的研究,提出一种可用于求解飞行条件下飞机机体各区域外部对流换热系数的仿真计算方法——极限温差法。以STAR-CCM+软件为计算平台,基于某民用飞机,从仿真计算角度对其可行性进行分析,采用理论的参考温度法和传热公式法对极限温差法计算结果的准确性进行验证。结果表明,传热公式法和极限温差法得到的模拟值基本相同,且不同模拟值与参考温度法的理论值之间的差值均约为理论值的8%,极限温差法计算结果与理论值基本吻合。     

飞机复合材料结构疲劳试验载荷谱简化方法的试验研究

给出了飞机复合材料结构强度验证试验载荷谱的简化方法。该方法基于Ｓ－Ｎ曲线和等寿命曲线的线性假设及寿命估算的损伤累积模型，通过原谱和简化谱试验的对比分析，对该简化方法进行了验证。     

本刊资讯

正C919完成2.5g极限载荷静力试验近日,航空工业强度所在上海分部顺利完成C919飞机全机2.5g机动平衡工况极限载荷静力试验。随着极限载荷(150%)的加载并保载3秒,C919大型客机10001架静力试验机翼尖变形3.26米,变形和应变符合分析预期,机体结构满足承载要求。这一重要试验的完成不仅有力助推了C919飞机研制和适航取证进程,也标志着我国     

复合材料机翼结构静强度适航符合性验证分析

正机翼是飞机在飞行过程中受力最严重的部件,其结构强度是否满足适航要求关系着飞机的飞行安全。因此,需要采用准确可靠的验证方法对结构强度进行适航符合性验证,确保结构的安全可靠。由于是通用飞机机翼,本文主要依据民用航空规章CCAR-23R3部相应的适航条款进行飞行载荷的计算,通过Patran/Nastran进行建模分析,验证复合材料机翼在极限载荷作用下的强度符合性。     

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。     

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。     

基于剩余强度分析的民用飞机发动机非包容性损坏下机体结构安全性评估技术研究 安全性评估技术研

在总结大型民用飞机非包容性损坏下机体结构安全性评估方法的基础上,基于转子碎片无限能量的假设,分析了发动机各级转子非包容性损伤碎片对民用飞机机体结构和吊挂的损伤区域和量化分析方法,建立了非包容性损坏下机体结构的有限元模型,跟梁理论、板壳理论结合有限元分析结果总结了适用于民用大型飞机结构的强度校核方法和安全性评估途径,对非包容性损坏下机体结构的安全性评估技术进行了总结,并结合实例进行了说明。分析结果表明,此方法能够对结构进行有效评估。     

大型民用飞机概念方案气动弹性综合分析方法研究

现代大型民用飞机在概念设计阶段需要对机体弹性的影响进行充分考虑。本文利用气动和结构各自学科的工程方法对大型民用飞机概念方案进行气动弹性建模与计算,利用全速势方法进行初步气动载荷分析,利用亚声速偶极子格网法进行非定常气动力的计算,利用梁架模型和刚度缩比方法对结构进行初步建模,利用统计方法计算得到各结构部件的分类重量并在结构模型中完成质量分配,形成可用于概念方案阶段静气弹载荷分析、颤振分析的气动弹性模型,并以大型民用飞机为算例进行分析研究,得到结构弹性对于全机气动特性、变形以及颤振特性的影响。     

环形刚框的塑性分析

本文在理想弹-塑性材料和应变平面分布的基础上,建立塑性铰概念,对环形刚框进行了塑性分析。通过塑性铰的形成,列补充方程,用静力学方法解出一超静定度数为3环形刚框所能承受的极限载荷。与弹性计算方法计算结果相比较:环形刚框所能承受的极限载荷有很大提高。这一计算实例显示出:由于考虑了材料的塑性性能和载荷在结构中的重新分布,塑性分析可以更合理的计算结构强度,更充分地利用材料,减轻结构重量。而这些对于飞机设计来说都是非常重要的。     

大开口升降式光电吊舱设计技术研究

机身大开口存在结构刚度急剧变化、变形不连续等问题,使得机身大开口加强设计成为飞机设计改装的重点和难点。以国外某飞机为例,通过对开口加强区设计研究,采用单力素对比方法验证加装升降式光电吊舱结构强度;通过梳理载荷设计思路,自主设计光电吊舱及升降机构,并对改装前后各工况应力进行对比。结果表明：在机身气密压力、机身切面载荷及光电吊舱载荷作用下,该结构能够实现升降功能,载荷计算方法及结果量级合理,结构满足强度设计要求;采用单力素对比方法作为强度合格的评价指标能够指导同类型飞机改装设计。     

飞机结构修理中的极限强度分析方法

目前,我国使用的大部分民用飞机是从国外购买的,国内缺乏这些飞机的设计资料。因此,在这些飞机的修理中,通常采用的是“局部等强度”原则。由于受修理条件的限制,这种修理原则有时是无法实现的。本文提出一种极限强度分析方法,可供飞机修理中使用参考。这种分析方法已在伊尔—18飞机修理中使用,经飞行试验表明,这种修理方法是可取的。     

固定翼舰载机的全机落震试验

固定翼舰载机的全机落震是飞机设计和研究的关键技术之一,舰载机应通过在试验室实施的全尺寸飞机落震试验,考核飞机在各边界着舰条件下的强度。飞机起落架和机身各部件应承受巨大的冲击载荷而不产生结构失效,以此验证机体的结构完整性。基于对飞机设计和试验规范的分析研究,本文给出了全机落震试验的分析方法和工程解决措施。     

民用飞机地面载荷动态设计方法

为解决民用飞机地面载荷动态响应设计问题,文中根据适航规章CCAR25部,提出了一种民用飞机地面载荷动响应分析方法。利用Adams软件与Nastran软件,仿真弹性飞机着陆与滑行动载荷,计算全机动态响应,并计算全机地面载荷包线,结果用于强度设计。这一方法分析已应用于某民用飞机的载荷设计中。