某型飞机前起落架收放载荷当量化研究

飞机起落架的收放大部分是在飞机飞行时进行的,起落架主要承受着飞行时的气动载荷、质量力和惯性载荷,这些载荷的大小或方向随着飞机的飞行速度和起落架的收放不断发生变化。在地面进行起落架收放系统可靠性试验时,为真实反映起落架收放时的收放载荷,施加多大的收放载荷以及如何施加收放载荷成为起落架收放系统可靠性试验中的关键技术。本文对某型飞机起落架收放载荷进行了研究,提出了起落架收放载荷当量化处理的一种方法,并采用动力学软件对当量化结果进行了模拟分析,分析结果与飞行实测结果十分吻合,而且该当量化方法简易可行,便于在起落架收放系统可靠性试验中施加载荷。     

座舱玻璃划伤故障容限研究

确定了座舱玻璃划伤故障模型，得出了MDYB-3玻璃表面裂纹断裂韧度和表面划伤扩展门坎值，建立了座舱玻璃划伤故障剩余强度准则和划伤故障容限计算方法，并给出了9mm厚MDYB-3玻璃划伤故障容限值。为外场划伤故障分析处理提供了简便易行的方法。     

飞行过程中座舱盖透明件温度计算分析

介绍了飞机座舱盖透明件飞行过程中温度效应的理论计算方法。通过温度载荷计算结果，分析了气动加热对座舱盖透明件产生热应力的影响，为飞机座舱盖透明件疲劳定寿中考虑其影响提供了思路和方法。     

某型飞机尾起落架转弯困难分析

 推导了某型飞机尾起落架主支柱转角与缓冲器行程的关系，以及尾起落架主支柱转角与轮轴倾角之间的关系，并指出在停机载荷下，尾起落架轮轴倾角受到主支柱转角的影响。将某型飞机与它同类型飞机尾起落架的转弯情况进行了比较，发现某型飞机尾起落架转弯困难的原因是:在停机载荷下，缓冲器压缩量较大，轮叉转动较小的角度就可以导致轮轴与地面之间产生较大的倾角。在满足缓冲性能的基础上，将某型飞机的尾起落架缓冲器重新进行了充填，提高其充气压力，减少灌油量，使尾起落架缓冲器在停机载荷下的压缩量为0。缓冲器经过重新充填后，在停机载荷下，该型飞机尾起落架轮轴与地面的倾角始终为0°，机轮垂直地面，即使在小转弯半径条件下，牵引转弯和首飞滑跑转弯时，尾起落架机轮左右转动也很灵活。改变该飞机尾起落架缓冲器充填参数后，解决了转弯困难的问题。     

连接件疲劳寿命分析的等效SSF法

 传统的应力严重系数(SSF)法在复杂几何和载荷边界下几乎无法获得SSF值，而采用三维有限元法只能获得孔边最大应力，但不能计及钉孔质量和填充系数影响，且计算复杂不便于工程应用。本文将由有限元获得的连接件中的紧固件及周边平衡载荷系等效为两个单轴载荷，通过两个单轴载荷作用下应力场的叠加，并引入复杂几何和载荷边界对SSF的影响，而获得等效SSF值，并用有限元法对本文建立的最大应力近似公式进行了验证。算例结果表明，本文的计算方法简单有效。     

L11飞机机翼1肋壁板对接区结构破坏危险性分析

采用基于当量裂纹扩展法的结构破坏危险性分析计算程序，对Ｌ１１飞机机翼第１肋壁板对接区进行了结构破坏危险性分析，结果表明，该对接区能满足Ｌ１１飞机设计寿命指标要求。     

飞机结构细节疲劳寿命的应力场强法探析

研究应力场强法在飞机结构抗疲劳设计中的应用;论述飞机结构的典型细节模型;提出了对应于细节模型的应力场强法的疲劳寿命分析方法和相应的疲劳模拟试验件的设计方法.据此对一个飞机结构危险部位作了疲劳寿命分析和试验验证.分析和试验结果表明:提出的方法是合理的.     

L11飞机机翼1肋壁板对接区可靠寿命估算

长寿命、高可靠性是对飞机结构的基本要求，本文对Ｌ１１飞机机翼的关键与危险部位之一－－１肋壁板对接区进行了变幅载荷下的可靠寿命估算，结果表明，该对接区能满足Ｌ１１飞机设计寿命指标要求。     

飞机长寿命设计与评定技术研究

简述了某型教练机长寿命设计与评定技术。在设计各阶段对飞机结构进行抗疲劳耐久性细节设计与研究,严格控制结构设计细节;在寿命评定阶段通过载荷谱飞行实测而编制出真实可靠的载荷谱,进行疲劳/损伤容限分析、全尺寸疲劳/损伤容限试验,验证了某型教练机达到了8000飞行小时的寿命指标。所取得的技术成果,为今后的长寿命飞机研制提供了技术支持。     

MSC．Dytran在坠撞仿真中的应用

介绍了MSC．Dytran在坠撞仿真中的应用。从国外和国内的案例可以看出，用MSC．Dytran能较快较好地解决飞机坠撞问题。