全机静强度虚拟试验技术研究及应用

地面试验是目前验证飞机结构性能和品质最重要的手段,全机地面静强度试验载荷高、变形大,飞机结构有可能发生非预期破坏,试验系统也存在意外故障风险,这些对试验设计与实施带来巨大挑战。对飞机结构静强度虚拟试验技术进行了系统研究,建立了试验物理系统数字化、结构力学行为虚拟化及试验过程虚拟物理融合化技术,形成了物理与虚拟试验双线并行、互动融合新模式。将虚拟试验技术在大型飞机全机静强度试验中进行了应用,飞机变形误差1%,应变误差小于10%,有效提升了全机静力试验的可靠性和安全性,缩短了试验周期,为飞机研制发挥了重要作用。     

复合材料在农林飞机防腐蚀中的应用

在分析农林飞机结构腐蚀的基础上,提出在腐蚀严重的尾部下壁采用树脂基玻璃纤维复合材料结构;并且通过农药腐蚀试验以及静强度试验证明,树脂基玻璃纤维复合材料具有良好的耐农药腐蚀性,结构强度满足飞机强度要求。最后,还探讨了树脂基玻璃纤维复合材料结构的机械连接方式。     

某型民用运输机主起落架连接区结构静力试验

飞机静力试验是飞机试验的重要内容之一,是验证飞机结构强度和静力分析正确性的重要手段。为验证某型民用运输机主起落架连接区结构满足静强度要求,以及有限元计算分析的正确性,在静力试验飞机上进行了主起落架连接区结构静力试验。通过全机有限元模型和细节有限元模型分析计算,进行加载、应力\应变、位移试验数据与有限元计算值的分析对比,计算值与试验数据符合较好。     

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。     

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。     

GCS-数字式气压控制系统

在飞机结构地面静强度试验时，为了模拟飞机的机舱、油箱在使用过程中的受力情况，通常会对机身、油箱或机身的一段（曲板）进行气体充压的静力试验、疲劳试验和气密性试验。研制的GCS-数字式气压控制系统满足了这一要求。本文详细描述了系统结构、功能、硬件以及软件。     

飞机结构强度技术现状与前沿研究方向

中国飞机强度研究所针对各种航空平台机体结构强度的需求，在飞机结构耐久性／损伤容限和可靠性分析与验证、动强度设计与验证、新材料结构强度设计分析与验证、计算结构技术与强度虚拟验证、飞机结构综合环境强度分析与验证、航空噪声／振动环境研究与验证、全尺寸飞机结构静力／疲劳试验技术等方面开展了大量的预先研究工作。本文简述了中国飞机强度研究所近期在预先研究方面的主要进展和取得的研究成果，对结构强度的前沿研究方向作了分析，还对国内飞机结构强度研究需要加强的若千方面提出了几占、建议。     

翼尖悬挂物结构动强度设计与分析

翼尖悬挂物是飞机平台的1种基本构型,可装置电子设备,实现某些特定功能,飞行过程中,由于受到各种静、动载荷的作用,翼尖舱结构易产生极高的应力水平,从而降低结构使用寿命,影响飞机飞行安全。文中选取某型翼尖舱,开展了结构模态分析、动响应分析,以及振动疲劳寿命分析,通过全机地面共振试验和振动试验验证,计算结果与试验结果相吻合,结果表明翼尖舱结构设计合理,满足动强度在飞机设计上的要求。     

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。     

飞行器起落装置虚拟结构强度试验

正飞机的起飞和着陆是飞机事故的多发阶段,大量统计表明:有一半以上的安全事故发生在飞机起飞着陆阶段,这就要求起落架系统具有极其高的安全特性。起落架作为飞机安全飞行的关键部件,其受力情况复杂、工作环境恶劣、故障率高。结构强度作为起落架性能的主要影响因素,一直受到设计人员的重视。本课题以直升机半摇臂式起落架作为研究对象,将工作重心放在起落装置的结构强度虚拟试验上。通过LMS Virtual lab、nCode及Nastran     

飞机结构疲劳与结构完整性发展综述

飞机结构设计与强度分析是影响飞机结构安全的关键因素,从静强度到安全寿命、损伤容限理念的提出,再到耐久性概念和结构完整性规范的形成,经历了飞机设计理念和技术体系不断完善的过程。然而,目前结构完整性理念在工程实际中的贯彻仍停留在产品研制和检测的层面,限制了其更深层次的作用。介绍了飞机结构设计从静强度设计到结构完整性设计的发展历程、飞机结构完整性的基本概念和飞机结构完整性大纲（ASIP）的主要特点;通过"5个任务",突出了结构完整性大纲从传统设计阶段的分析和检测规范到产品全生命期的过程控制与管理规范的提升转变;最后通过2个典型型号案例,介绍了飞机结构完整性理念在设计、验证与使用维护全生命期的成功应用。通过对基本概念的剖析以及对主要设计理念发展的梳理,展示了飞机结构安全策略从设计研制阶段到全生命期控制的质变过程,指出了结构完整性理念从基于试验的体系方法向着数字化方向发展的趋势。     

复合材料飞机结构材料和设计许用值的确定方法

分析国内外复合材料飞机结构材料许用值、设计许用值的确定原则和方法,研究给出了复合材料结构材料许用值的表征和应用、试验以反试验数据的统计分析方法,以及静强度、疲劳强度、损伤容限和修理设计许用值的确定方法.     

飞机结构常规修理方法及分析

从飞机结构的腐蚀、静强度、疲劳、刚度等几个方面,简要介绍了飞机结构常规修理方法及其可行性、可靠性分析。     

受轴向拉伸载荷作用的耳片强度研究

耳片是飞机结构的重要连接元件,是结构主要传力通道上的重要环节,是飞机结构强度计算和细节分析的重点部位。多年来,许多国内外学者、专家对其进行了大量试验研究工作。大量的试验表明,随着加载角度的增大,耳片的静拉伸破坏载荷降低,所以,现在在设计中,都尽量采用受轴向载荷的耳片。本文对受轴向拉伸载荷作用下的单、双耳片进行了强度分析研究,并进行了归纳总结。     

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。     

基于NASTRAN的复合材料后梁稳定性优化设计与开口补强分析

结构失稳破坏在飞机静力试验中较为常见,结构稳定性破坏会导致全机结构的破坏。复合材料后梁开口后,对结构稳定性提出了更高的要求,因此必须在满足后梁静强度要求的基础上,对结构稳定性进行优化设计。应用理论计算和有限元软件Nastran对后梁结构稳定性进行了分析,对后梁结构立柱进行了布局优化设计和截面尺寸设计,最后对复合材料后梁开口结构进行了稳定性分析,为复合材料后梁详细设计提供了参数支持。     

复合材料飞机结构强度设计和验证的特点

结合军用飞机结构强度规范修订，概述了复合材料飞机结构设计规范的演变，并基于过去20多年参与复合材料结构设计的经验教训和美国最新的军用飞机设计规范，从材料和工艺、设计许用值、静强度、耐久性、损伤容限和结构验证试验等几方面分别阐述了复合材料结构强度设计和验证要点及与金属结构的差别。     

民用运输类飞机驾驶舱门静力试验验证研究

对运输类飞机驾驶舱门静力试验验证条款、载荷选取、加载方案等进行了描述,为民用运输类飞机驾驶舱门的静强度验证提供参考。     

缝翼操纵齿轮齿条虚拟弯曲疲劳耐久性分析

飞机缝翼齿轮齿条机构研制时,其齿根弯曲疲劳耐久性要求是结构强度规范的主要内容,实测疲劳分析考虑到运动协调和后期试验验证,设计难度大,研制周期长。在空气动力载荷分析的基础上,采用ANSYS和nCode建立缝翼齿轮齿条机构的虚拟弯曲疲劳耐久性分析模型,分析得出不同表面粗糙度因子下的缝翼齿轮齿条机构虚拟弯曲疲劳寿命数据。结果表明:应用虚拟疲劳耐久性分析方法,可以预估出缝翼齿轮齿条机构的虚拟弯曲疲劳耐寿命,确定合适的表面粗糙度参数;可在试验验证前对不符合结构强度规范的设计进行修正,从而得到最佳设计结果的同时,缩短研制周期。     

风车载荷情况下民用飞机结构强度评定方法

按照适航要求,需要对风车载荷下民用喷气运输飞机结构强度进行评定。首先从静强度、疲劳强度、损伤容限的角度,介绍风车载荷下飞机结构强度的评定方法。以已经获得适航认可的分析方法为基础,根据各方法的特点,结合风车载荷情况的特点,进行合理改进,形成适用于风车载荷下飞机结构强度的评定方法。其次从基本剖面形式、修正参数、结构动力学建模方法、评定部位的筛选标准、评定结果的判据等方面进行介绍,并展示该评定方法的优点。最后简要说明其在型号上的应用情况及适航审查要求及结果,并提出该评定方法的改进建议。