民用飞机起落架保险销设计与验证

民用飞机起落架作为飞机唯一的支撑结构,是不可或缺的飞机部件,其中主起落架通常安装在机翼上,而飞机油箱往往也是机翼结构的一部分,当主起落架系统在飞机起飞和着陆过程中因超载而损坏,其损坏模式可能会导致飞机油箱损坏,导致燃油系统溢出足够量的燃油构成起火危险,从而威胁乘客的生命财产安全,所以主起落架需要设计成应急断离结构,使得主起落架能够有序脱离机体,从而保护油箱安全。对民用飞机主起落架保险销的设计与验证进行了研究,包含保险销的结构设计,强度校核和试验验证。通过设计一种区别于起落架连接形式的试验台架并进行仿真分析得到试验台架的修正系数,来进行保险销的试验验证,然后根据试验结果对试验台架模型进行修正,最终确定保险销的结构尺寸。     

飞机结构强度静力试验计算机仿真系统的构架与组成

介绍了飞机结构强度静力试验仿真系统的构架和组成部分，试验环境、试验样机和试验过程的仿真是飞机结构强度静力试验仿真系统的组成部分。试验样机的静力学仿真模型足结构静力试验仿真系统准确性和可靠性的关键，除有限元分析方法模型外，提出了基于历史试验数据的特征结构模型。飞机结构强度静力试验仿真系统是一个能够不断积累资源和不断完善性能的结构试验仿真系统，同时也是开发其它飞机结构强度仿真试验系统的软件平台。     

A320飞机方向舵载荷计算软件开发*

飞机静力试验是验证其结构静强度的重要手段。本文在国内相关飞机机身和机翼静力试验设计的基础上，选取空客A320飞机方向舵，基于有限元思想模型简化，确定加载点及加载方式，并使用MATLAB软件对方向舵的结构静强度和飞行过程中舵面上的载荷进行初步数据分析，开发了计算载荷分布软件。该软件可用于民航专业教学，有助于学生了解方向舵受力的特点，同时为A320方向舵静力试验实验室的建造提供理论依据。     

基于等效理论的蜂窝夹层板强度等效分析

通过采用三明治夹芯板等效方法计算,得到了等效物理参数,建立了三明治夹芯蜂窝板的有限元模型,完成了蜂窝夹层板模型的静力分析和随机振动分析,并对试验样机进行了静力与随机振动分析和试验验证。结果表明:基于三明治夹芯板等效理论建立的有限元模型能够准确反映蜂窝夹层板的静强度特性和结构动特性,静力应变值结果误差小于4%,振动固有频率结果误差小于5%,偏差较小,表明所建模型合理、准确。     

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。     

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。     

先进舰载战斗机强度设计技术发展与实践

舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括："特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。     

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。     

全机有限元模型修正及验证方法研究

有限元分析现已成为飞行器设计的重要工具,若要提高有限元仿真的准确性,需要对有限元模型进行必要的修正。以某型直升机全机静力试验有限元模型为研究对象,基于静力试验实测的应变值,进行变量参敏度分析和模型优化,针对全机试验测点多、模型自由度大的特点,提出适用于验证全机模型的相关性算法;基于该算法,应用某一工况下的试验结果,对全机有限元模型的部分参数进行修正,得到与试验结果符合较好的模型参数结果;应用其他工况的结果对修正后的模型进行验证,结果表明:其他工况下修正后模型的计算结果与试验值也很接近,证明了该相关性算法和全机模型修正及验证方法的可行性和有效性。     

重载四旋翼无人机结构优化设计与强度计算

多旋翼无人机结构设计是无人机研制的重要环节,结构优化设计方法是保证无人机安全飞行、提高无人机性能的关键。根据重载四旋翼无人机性能要求,设计一款最大有效载荷10kg、可折叠、质量轻、强度高的四旋翼无人机。建立无人机结构有限元模型,基于实际工况对机臂及中心板进行静力及屈曲分析;对机臂及中心板的铺层方案进行优化,校核结构强度、刚度和稳定性;并搭建无人机静力测试平台,完成重载四旋翼无人机结构静力加载试验。结果表明:相对结构初始铺层方案,机臂减重43%,中心板减重35%,全机结构累计减重560g;试验测点的应变值与分析值相对误差小于15%,验证了无人机有限元模型和优化设计方案的可靠性。     

基于飞参数据的飞机起落架地面受载状态分析

起落架是飞机起飞和着陆过程中的关键部件,其结构强度的优劣直接影响着飞机的起飞和着陆安全。本文针对某飞机依据强度和刚度规范设计出的起落架在某次着陆阶段出现的损伤故障,利用飞机的飞参数据,从中提取飞机着陆时的姿态与运动信息,分析飞机起落架的地面载荷信息,从而为故障排查提供参考和输入。分析结果表明,在某些情况会出现的三向载荷复合作用是导致该起落架结构损伤的可能原因之一。     

某型飞机着舰拦阻动力学仿真与分析

构建了航空母舰甲板、拦阻系统和舰载机全机动力学分析模型。采用冲击碰撞分析软件Pam—Crash和ADAMS对舰栽机着舰拦阻整个过程进行动力学仿真。对比分析了两种仿真计算方法的主要参数结果,并对不同着舰姿态角下舰载机起落架轴向过载结果进行了详细的分析,从强度设计角度考虑,得到了具有重要参考价值的结论。分析认为,4°姿态角为起落架受载最小工况,姿态角大于8°将会对前起落架产生破坏性载荷。     

飞机主起落架舱门变形分析与边界约束优化

基于有限元软件Patran和Nastran,对一种常见的短程民用飞机主起落架舱门在空中严重工况下的变形进行仿真分析,并通过试验验证有限元模型的准确性;最后,根据有限元仿真分析结果对舱门的边界约束进行优化,并将优化后的舱门变形情况与优化前进行对比分析;分析结果表明,优化边界约束后的舱门变形量显著减小,其结构应力水平明显降低。     

飞机轮胎爆破喷流模式下管路的强度计算方法

飞机起落架作为飞机唯一的支撑结构,是不可或缺的飞机部件,而轮胎作为飞机起落架的重要部件,在飞机起飞、降落到滑跑过程中承受着巨大的冲击力和摩擦力,从而可能导致轮胎爆破的事故发生,也可能引起轮胎的空气喷流效应,导致其空气喷流效应影响范围内的液压管路破坏。而液压管路的破坏将会导致飞机液压能源系统和与之相关联的液压设备非正常工作,进而威胁飞机的飞行安全。在进行喷流模式下的液压管路的强度计算时,由于该模式下轮胎爆破产生的喷流是瞬间的、巨大的,因此计算其喷流载荷是非常困难的。针对该模式下提出一种喷流载荷拟合方法,并将拟合后的载荷加载到管路的有限元模型中,从而计算出液压管路的强度,为轮胎爆破下喷流模式的液压管路计算提供了工程实用的方法。     

优化驱动的起落架结构设计方法

起落架结构是飞机上最复杂最重要的结构之一,传统的设计方法依靠人工经验反复迭代,没有充分利用结构优化技术,具有设计周期长且不能最大限度得到最优设计的缺点。根据结构优化技术的发展,提出了优化驱动的起落架结构设计方法,实现了优化驱动的设计方法在起落架领域的完整工程应用。结构优化技术作为整个设计流程的驱动者,在其中发挥贯穿全程的主体作用,根据不同设计阶段的需求,先后运用拓扑优化、尺寸优化和形状优化技术。以某型飞机前起落架外筒的设计为例可以发现,相比传统设计方法,新方法在相同的设计约束条件下,能更快得到设计方案,结构质量减少了24.1%,实现了起落架结构的快速设计和轻量化设计。     

飞机对称着陆及滑跑仿真分析

主要建立了全机和支柱式起落架缓冲支柱的数值模型,并进行了着陆和滑跑仿真计算。建模主要考虑了缓冲支柱的初始压力、初始容积、油孔面积、活塞面积、缓冲支柱行程等参数。同时给出了飞机在对称着陆和滑跑时的运动学公式,推导了缓冲支柱和轮胎垂直力的计算公式。建立了数值模型并进行着陆和不同跑道的滑跑仿真计算,这对飞机设计和指导起落架试验具有一定工程实用价值。     

全复合材料主承力梁结构研制与分析验证

根据结构特点和受力特性,研制了一种全复合材料主承力梁结构。给出了主梁的铺层设计,详述了其成形工艺。基于MSC.Patran/Nastran建立了主梁有限元分析模型,采用线性求解器对多级载荷作用下的主梁进行了静强度分析,给出了结构应变与位移结果。同时设计了强度试验方案,对主梁结构进行了静强度试验验证,采集了应变与位移信息,确定了结构的响应。结果表明,全复合材料主承力梁结构满足强度设计要求,为复合材料应用于主承力结构提供了依据。     

Optimum design and experiment of composite leaf spring landing gear for electric aircraft

The composite leaf spring landing gear of an electric aircraft is optimized. With the strength and workability as constraints and the minimum structural weight as an objective, the two-stage optimization of the leaf spring landing gear with glass fiber unidirectional prepreg is carried out using a genetic algorithm, namely, the optimization of continuous thickness of layup, and the optimization of the layup sequence and discrete thickness. In the optimization process, the ground loads are calculated according to the structural stiffness of each chromosome, thus the stiffness constraints are relaxed, and the optimization results are compared with those using stiffness constraints. The static experiment verification reveals that the numerical simulation and experimental results are consistent, that is, the optimized leaf spring meets the strength requirements. The results show that the leaf spring landing gear based on two-stage optimization method achieves the objective of weight reduction.