气密载荷下机身球面框的强度分析

采用大型有限元分析软件MSC PATRAN/NASTRAN,对某型飞机前机身球面框进行有限元建模;计算了球面框结构在纯气密载荷工况下的最大应力、应变,并对其放射辐条、球形蒙皮等进行了弯矩校核.分析结果表明球面框的设计满足强度和刚度要求,为结构设计提供了参考依据.     

复合材料结构长桁端头设计

现代民用飞机结构中大量采用复合材料长桁,而其材料性能和工艺特殊性会导致在使用过程中经常出现长桁和蒙皮分离现象。为了提高脱胶起始载荷,通过有限元方法分别对长桁末端腹板斜削设计和增加长桁末端附近缘条面积设计进行研究分析,总结出了复合材料结构长桁端头细节设计诸多有意义的结论。     

复合材料机身帽型长桁加筋壁板压缩屈曲及失效特性研究

大型客机机身壁板材料现已广泛采用碳纤维复合材料,研究壁板的屈曲及失效特性对提高结构设计效率具有重要的意义。采用工程分析、有限元分析和试验三种方法研究压缩载荷下复合材料机身帽型加筋壁板的屈曲载荷、失效载荷和失效模式;通过工程方法和有限元方法研究压缩载荷下壁板的屈曲形式和载荷,采用 Von Karman 法修正的柱失稳方法研究壁板在压缩载荷下的承载能力;依靠先进的机身壁板多轴载荷试验系统完成 3 m×2 m 机身壁板的压缩载荷试验、压缩充压复合载荷试验,验证并完善工程和有限元分析方法。结果表明：屈曲分析时需要对工程分析和有限元方法进行修正,失效分析时采用修正的柱失稳方法的分析结果比试验结果略保守。     

工艺参数对复合材料长桁成型载荷的影响

复合材料长桁机械成型过程中的成型载荷与成型工艺参数的关系会影响预制体成型过程的稳定性和长桁成型后的性能,利用自制复合材料L型长桁自动化成型机,搭建出一种长桁结构机械成型载荷测试系统,通过成型温度、成型速率、成型间距和铺层结构的研究,对成型载荷的变化规律进行测试和分析,探索出工艺参数与成型载荷之间的经验公式。结果表明:在合适的成型温度范围内,随着成型温度的逐渐升高,成型速率逐渐降低,成型间距逐渐增大,会使得成型载荷逐渐降低;铺层方式不同时,成型载荷变化情况为:[0°/45°/90°/–45°]ns>[0°/90°]ns>[±45°]ns;最后得到成型载荷与工艺参数关系的经验公式,在一定范围内对成型温度、成型速率、成型间距可具备实际指导能力。     

基于气密载荷作用的飞机舱门可靠性分析

在阐明飞机舱门系统启动工作原理的基础上,重点考虑舱门所需克服气密载荷产生的密封带摩擦力的大小及其分散性的影响,构建了舱门意外打开及启动的可靠性分析模型,提出了相应的基于气密载荷作用的飞机舱门可靠性分析方法。以某型飞机舱门机构为例,作了具体的算例阐明,分析方法与结果可为舱门设计提供参考。     

长桁类零件CATIA V5三维建模方法

提出了一种在CATIA V5基本模块条件下作出飞机机身结构中长桁类零件的通用方法。给出了具体步骤;按此方法能够简单、快速地构造出大部分机身结构普通长桁类零件,提高设计效率。     

飞机矩形气密舱尺寸对气密变形的影响

为了得到不同长宽比的飞机矩形气密舱在内压载荷作用下的变形规律,构造了飞机矩形气密舱的理论计算模型,建立了静力平衡方程,基于小变形理论,推导了矩形气密舱气密载荷下的变形方程,理论计算与有限元分析所得的变形值偏差小于1.2%。研究发现,对于受内压的不同长宽比矩形气密舱,气密舱长边始终产生向外凸的变形,随着长宽比值的增大,气密舱短边的变形呈现全部外凸一两端局部内凹一W型内凹-全部内凹的变形规律。研究结果可应用于飞机矩形气密舱尺寸选择和变形控制。     

气密机身纵向裂纹非线性鼓胀因子数值研究

为了研究不同几何参数包括壳半径、壳壁厚度和裂纹长度对鼓胀因子的影响,应用有限元软件ABAQUS,通过几何非线性有限元分析,计算含纵向裂纹无加强柱形壳鼓胀因子的数值,并与现有的经验公式进行对比,同时讨论双轴载荷比对鼓胀因子的影响。结果表明:大部分几何参数对鼓胀因子的数值有显著影响;现有经验公式存在局限性;当双轴载荷比从0.5增长到1.0时,鼓胀影响降低了约20%;当双轴载荷比从0.5降低到0时,鼓胀影响增加了约28%。     

民用飞机机身气密舱壁板长桁与隔框连接载荷计算方法

结合新型支线客机ARJ21—700的强度计算工作，介绍了民用飞机典型结构机身壁板中，长桁与隔框连接载荷的计算方法。该方法将为国内大飞机研制时的强度计算工作提供参考。     

Ω长桁和T长桁的工艺对比分析研究

在飞机复合材料蒙皮类构件的设计制造过程中,早期设计阶段,对不同长桁结构进行工艺对比分析研究,有助于提高加筋壁板的结构性能、便于工艺优选、节约制造成本,实现面向制造的低成本最优化设计。针对飞机复合材料蒙皮与Ω长桁、T长桁共固化的典型结构,阐述二者的制造流程及工艺特点;从制造工艺、工时、花费、产品重量和抗冲击性能等方面,对比Ω长桁和T长桁的优缺点;提出在飞机设计制造的并行工程中进行不同结构工艺分析的方法。结果表明:Ω长桁相对T长桁,具有重量轻、抗冲击性能好等优点,但其制造工艺更为复杂,报废率高,制造成本较高。     

Q400中机身外部接头与长桁定位浅析

为了克服Q400中机身外部接头和长桁在定位过程中遇到的问题与难点,对其定位方式进行了调整和修改,并用CATIA建模和约束给出了相应的解决方案。外部接头由夹具定位修改为划线定位,简化了外部接头的定位方案,尤其适用于强度一般难以安装大定位器的小型架夹具;首次使用分段定位法和滑动卡钩定位法定位中机身长桁,解决了整体长桁定位器...     

飞机复合材料长桁压损失效的渐进损伤分析

针对碳纤维增强树脂基复合材料长桁的压损失效,提出了一种以渐进损伤理论为基础的有限元数值模拟方法。以较常见截面的长桁为分析对象,建立了有限元模型。选用合理的材料受损后的刚度折减方案,基于Hashin失效判断准则,利用ABAQUS软件进行非线性求解后得到了长桁压损失效临界载荷。相应地,制造了3种不同尺寸的T型长桁进行压损试验。对比载荷位移曲线和结构失效临界载荷,结果显示,以渐进损伤理论为基础的有限元数值模拟方法与试验比较吻合。     

型材拉弯回弹有限元分析

对两种不同截面的铝型材分别在6种不同拉弯成形工艺中的拉弯过程进行有限元数值模拟,探讨成形工艺、弯曲半径与型材截面形状对拉弯成形后型材回弹的影响。     

三种工况下塔机标准节受力分析与优化设计

本文对塔式起重机塔身标准节进行了简化,分别在三种工况下进行了内力分析,通过对四种单元的计算结果与试验结果的比较,得出beam189单元计算精度最高,beam4单元在相同的网格情况下精度略低但其计算时间较短。同时对原标准节模型进行了参数优化,并将优化结果根据规范的要求进行了调整,以便能够满足工程实际的要求。     

直升机旋翼对机身气动干扰的计算

基于旋翼自由尾迹模型和三维机身源面元模型,建立了一个全耦合的旋翼／机身气动干扰迭代计算方法。为正确模拟旋翼桨尖涡与机身表面间的大定常贴近干扰,采用了一个“分析数值匹配法”的“贴近涡／面干扰模型”。应用该计算方法,分别计算了旋翼干扰状态下的机身表面点的非定常压强分布和机身的非定常气动升力,俯仰力矩随前进比的变化,以及干扰前后的机身定常压强分布。计算表明,机身上由于旋翼的干扰引起的非定常气动载荷呈现出与旋翼相同的周期性。然后,对比了本“贴近涡面干扰模型”和先前“截断涡线模型”对干扰计算的影响,表明了前对计算结果的重要改进。     

航空发动机进气机匣罩模态有限元分析

通过对两种型号发动机的进气机匣罩进行三维建模和在全约束条件下进行固有模态有限元计算分析,给出了前100阶的固有频率和位移曲线。分析结果表明,A型进气机匣罩更容易发生共振,其产生裂纹或失效的风险更大。     

平台车剪叉机构实验应力分析

为了对剪叉机构关键受力处数值计算结果进行验证,对剪叉机构进行了静态应力电测测试,并与ANSYS有限元计算结果进行比较。通过对应变片检测实验获得的各测量点的应力数据整理分析,验证了ANSYS计算所确定的最大应力点及最大应力值与实验结果较好地吻合,确定了剪叉机构最大应力点发生的区域,为结构设计和使用提供参考。     

机身壁板有头铆钉自动钻铆干涉量研究

通过对飞机机身壁板典型结构的分析,开展有头铆钉自动钻铆干涉量工艺试验,按试验规划设计制作工艺试验件,参考实际生产流程进行制孔、铆接、分解、测量、计算等,得出干涉量数据.分析整理试验数据,从中找出针对机身壁板典型结构的干涉量形成规律.     

压力容器边缘应力的有限无分析

本文运用有限单元法对压力容器的边缘应力进行了分析，讨论了筒体和封头的边缘应力的分布。结果表明，利用有限单元法进行边缘应力的分析，简单易行、速度快、精度高。