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以民机典型机身段客舱下部结构为研究对象,建立了结构坠撞有限元模型,利用LS-Dyna软件进行了结构能量吸收特性分析。基于吸能结构思想,以降低传递到客舱地板的加速度载荷为设计目标,提出了一种民用飞机客舱地板下部结构吸能设计方法。设计制造了全尺寸的吸能结构试件,并进行了垂直坠撞试验。为评估坠撞分析与试验的相关性,提出了一种基于能量的能量吸收特性评估方法。首先对预试验分析结果与试验结果进行了相关性分析,根据相关性分析结果对分析模型进行了修正。修正后坠撞分析结果与试验结果的相关性表明,乘员质心处的平均加速度响应峰值误差为16.44%,最大平均反弹速度误差为10.53%,修正后模型的总体刚度与实际结构一致,分析获得的结构总体变形模式与试验结果基本一致。但能量吸收时间和加速度峰值出现的时间与试验结果相比误差较大,表明结构连接失效等结构建模细节对计算结果有显著的影响。 相似文献
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开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。 相似文献
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在民用飞机生产过程中,存在紧固件孔进入对接结构R 区但换新超差结构较为困难的情形,对该类问题在R 区加弧形垫后,由于应力集中系数的变化及非标准连接,结构的疲劳品质会受到影响。本文通过疲劳试验研究对接结构高锁螺栓孔进R 区(平行载荷方向)加弧形垫对结构细节疲劳额定值的影响;在试验件设计时通过有限元法分析部分参数对结构应力集中的影响,根据有限元分析结论进行三组疲劳试验以得到相应的细节疲劳额定值修正系数,对试验结果与工程算法结果进行比较。结果表明:高锁螺栓孔进R 区的超差程度优于高锁螺栓HST12AG6 的孔进R 区1.0 mm,对接结构细节疲劳额定值下降在10% 以内;试验对照组的试验件破坏形式与参照组完全吻合,细节疲劳额定值差异在合理的范围内。 相似文献
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基于对中国民用航空局(CAAC)运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局(FAA)咨询通告的分析、解读,分别从工程试验与适航验证两个方面,研究了溅水试验程序、试验水池方案设计与滑行速度测量与控制技术,制定了符合适航标准体系的运输类飞机动力装置溅水试验审定程序,以ARJ21-700型支线飞机合格审定试飞为平台,完整进行了相关试验验证。结果表明:所设计的溅水试验程序合理可行,能够完整地验证运输类飞机在机场跑道积水环境下动力装置对适航标准体系的符合性;试飞结果表明CF34-10A发动机配装ARJ21-700型飞机在机场积水环境下起飞构型临界滑行速度为166.6 km/h,发动机风扇、压气机及动力涡轮前温度最大波动值分别为5.1%、1.7%和39 ℃;在飞机着陆构型下,发动机慢车状态相对于最大反推力状态工作稳定性较好,能够满足适航标准规定;项目形成溅水试验程序和技术为后续C919、C929等运输类飞机动力装置相关试验提供了直接的支持。 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(5):120-128
With the explosive development of aerospace science, the design of the new generation airliner at higher speeds is attracting more attentions. To achieve this goal, it is necessary to achieve accurate prediction of the aerodynamic heating / force loads and successful reduction of drag and heat flux. As a remedy for the existing studies which are based upon the CFD and wind tunnel tests, this study presents a flight test for the drag and heat reduction spike technology. The principal goals of this flight test were to provide reference for verifying the accuracy of the prediction technology on ground and promote the development of the drag and heat reduction technology. By adopting the OS-X rocket, the TT-0 test vehicle designed by Shenyang Aircraft Design & Research Institute reached a maximum Mach number of 5.8 and a maximum altitude of 38 km. Hypersonic and supersonic pressure data by pressure scanning valves and heat fluxes by gauges at different locations were obtained successfully. Also, heat fluxes obtained by in-house CFD code are illustrated in comparison with the flight data. The results indicate that the numerical errors are large in most cases. More technologies, such as more CFD codes and more numerical procedures, should be adopted to conduct studies on this issue in the future. 相似文献
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