航空结构

摘要： 文章以航空航天大类培养需求为导向,紧密结合科研前沿,讨论了航空结构冲击动力学研究方向在实验教学中的必要性,并从实验教学方案设计、教学内容、教学方式及教学效果等方面对“飞行器结构设计与强度综合实验”课程中涉及的冲击动力学实验教学进行了阐述,初步总结出适合航空结构冲击动力学专业方向的实验教学方法,取得了比较理想的教学效果。

摘要： 随着航空技术迅猛发展,飞行器设计需要提升系统的总体性能。结构功能一体化技术将结构功能与非结构功能相结合,使传统结构兼具承载与其他功能特性。文章论述了近年来国内外结构功能一体化技术在多功能结构电池、智能蒙皮与自愈合方面的研究进展。

摘要： 随着现代科技的飞速发展,应用现代的工艺技术所生产的产品也日益复杂,这就使得人们对于高性能计算的需求越来越高.而利用数字化设计模型来进行数据分析,已经成为当下的发展趋势.作为航空界来说,飞机的精细化模型也越来越受到数字化设计的影响.因此,本文围绕着航空结构并行环境下进行结构分析以及优化等多个问题进行了简要分析,期望能够更好地利用高性能的计算机体系来提高航空结构的计算精准度.

摘要： 随着现代科技的飞速发展,应用现代的工艺技术所生产的产品也日益复杂,这就使得人们对于高性能计算的需求越来越高。而利用数字化设计模型来进行数据分析,已经成为当下的发展趋势。作为航空界来说,飞机的精细化模型也越来越受到数字化设计的影响。因此,本文围绕着航空结构并行环境下进行结构分析以及优化等多个问题进行了简要分析,期望能够更好地利用高性能的计算机体系来提高航空结构的计算精准度。

摘要： 针对航空结构,介绍了一种有限元仿真应变与试验应变的一致性评估方法。首先研究了基于单元形函数的单元任意点仿真应变插值方法以及仿真应变与相应测量应变方向一致性转换方法,其次基于最小二乘原理,对试验应变进行线性化修正,然后分别研究了基于图形分区的应变一致性评估方法以及基于概率统计的应变一致性评估方法。最后针对某大型民机结构进行了分析和试验一致性评估,评估结果可以为模型后续的修正提供支持。

摘要： 航空结构服役于时变环境极易导致结构损伤监测信号产生不确定的变化,从而降低损伤监测的可靠性,已成为阻碍航空结构健康监测技术应用的关键问题之一.针对此问题,提出了一种基于导波强化裂变聚合概率模型的损伤监测方法.首先,提出了一种强化裂变聚合建模算法建立稳定的高斯混合模型(Gaussian mixture model,简称GMM),从而建立导波监测特征参数在时变因素影响下的概率模型;其次,采用概率分量最小匹配 Kullback-Leibler距离来定量表征高斯混合模型在损伤作用下的累积迁移趋势,从而实现损伤判别.在真实飞机大梁结构上对方法进行验证,结果表明,该方法能够在时变边界条件影响下实现损伤的可靠和稳定监测,且与基于导波损伤因子的监测方法相比,损伤监测的可靠性得到明显提高.

摘要： 螺栓预紧力表示的是螺栓在拧紧过程中,螺栓与其他连接件之间在拧紧力矩的作用下沿螺栓轴线方向的力.影响螺栓预紧力的因素有很多,比如:螺母与连接件之间产生的静摩擦力、螺母与螺栓之间产生的静摩擦力以及螺栓的拧紧力矩.航空结构中有许多部位需要螺栓连接的,因此,研究航空结构中的螺栓预紧力对于飞机整体的稳定性有一定的帮助.

摘要： 航空结构对损伤非常敏感,因为损伤可能导致结构破坏,因此高成本的日常检查是维护程序重要的一部分.使用结构健康监测可以对结构进行长期监测,检测隐藏的缺陷,为关键结构件的结构完整性的实时在线监测提供可能性.综述了健康和使用监测系统、损伤和损伤状态分类及结构健康监测技术.

摘要： 本文提出了一种相对保守的解耦法对航空结构抗鸟撞性能进行评定,首先用动量定理对输入结构的鸟撞有效载荷冲量进行了估计,然后基于严格的理论推导确定了鸟撞载荷持续时间,这是确定危险波形的关键参数,接着在输入结构的载荷冲量一定的情况下,分析了典型波载荷形对被撞结构撞击中心最大位移的影响,从而确定了危险载荷波形,最后通过对极限分析方法与SPH方法的计算结果进行比较,验证其有效性和安全性。

摘要： 搅拌摩擦焊技术在航空制造中具有广阔的应用前景，用搅拌摩擦焊接头代替铆接接头可以使结构减重30％左右。但在大型薄壁结构的制造中，焊接变形可能成为一个关键问题，而数值模拟方法在研究焊接应力和变形问题时具有明显的优势。本文建立了较全面的搅拌摩擦焊过程仿真分析模型，包括自适应热源模型，夹具模型，受温度和温度历史影响的材料性能模型以及搅拌头作用模型。采用上述模型针对带筋薄板这一典型航空结构件的搅拌摩擦焊过程进行了仿真分析。结果表明，该结构焊后变形呈反马鞍状，与传统弧焊变形相反，变形量相对较小，约为1.6毫米。残余应力以拉应力为主，峰值约为280MPa。

摘要： 航空结构设计广泛使用CATIA 软件作为设计工具，而LMS Virtual LAB和CATIA 紧密集成，为设计员大范围使用LMS Virtual LAB 作为设计分析工具创造了条件。某机头改进设计以LMS Virtual LAB的Structure 作为有限元分析的前后置处理软件，使改进设计取得了较好的结果。

摘要： 本工作提出了一种优化复合材料帽型加筋壁板稳定性的有效方法,该方法是基于在PATRAN软件中用单层板来模拟层合板的力学性能的想法。其中用层合板建的加筋板模型称为详细模型,改用单层板建的称为等效模型。对于航空结构中常见的帽型加筋壁板,本工作采用反映实际壁板形状的高精度有限元模型,分别建立了详细模型和等效模型。比较得出两种模型的一阶线性失稳因子和失稳应变基本一致,从而验证了将等效模型用于帽型加筋壁板结构稳定性分析的可行性。为了便于验证该优化方法的有效性,本工作只考虑加筋板的筋条厚度一致的情况。传统方法在优化蒙皮和筋条厚度时需要优化层合板的每个单层的铺层厚度和铺层顺序,本文提出的优化方法只需要解决单层板的厚度优化问题,相比本方法大大减少了设计变量。本工作用此方法优化得到了两个参数不同的复合材料帽型加筋板的最优屈曲性能,发现只需要2～4次迭代优化就可以收敛,收敛速度很快。

摘要： 回顾航空结构领域CAE的发展进程，包括航空结构分析、优化设计、飞机设计制造辅助集成系统等研制，以及专业仿真到协同仿真的发展;作者特别针对当前国家大飞机等项目对CAE发展带来的新机遇，提出了航空结构领域CAE需要突破的某些数字化瓶颈问题。

摘要： 以影像云纹法为基本原理,建立了一套光测系统,并将其应用于复合材料加筋板压缩试验中,用于复合材料加筋板屈曲及后屈曲特性研究中.试验结果表明该方法可以直观的显示复合材料加筋板的失稳模态,并可以准确捕捉失稳首先发生的位置和对应的失稳载荷;该方法具有实时监测的优点,可以在后屈曲承载阶段监测模态转换过程.

摘要： 以影像云纹法为基本原理,建立了一套光测系统,并将其应用于复合材料加筋板压缩试验中,用于复合材料加筋板屈曲及后屈曲特性研究中.试验结果表明该方法可以直观的显示复合材料加筋板的失稳模态,并可以准确捕捉失稳首先发生的位置和对应的失稳载荷;该方法具有实时监测的优点,可以在后屈曲承载阶段监测模态转换过程.

摘要： 以影像云纹法为基本原理,建立了一套光测系统,并将其应用于复合材料加筋板压缩试验中,用于复合材料加筋板屈曲及后屈曲特性研究中.试验结果表明该方法可以直观的显示复合材料加筋板的失稳模态,并可以准确捕捉失稳首先发生的位置和对应的失稳载荷;该方法具有实时监测的优点,可以在后屈曲承载阶段监测模态转换过程.

摘要： 以影像云纹法为基本原理,建立了一套光测系统,并将其应用于复合材料加筋板压缩试验中,用于复合材料加筋板屈曲及后屈曲特性研究中.试验结果表明该方法可以直观的显示复合材料加筋板的失稳模态,并可以准确捕捉失稳首先发生的位置和对应的失稳载荷;该方法具有实时监测的优点,可以在后屈曲承载阶段监测模态转换过程.

摘要： 航空器结构零件包括中空部分。指示器(40)在中空部分的确定区域中形成冰的情况下(例如通过移动)提供可视指示。

摘要： 本发明涉及一种用于航空飞行器的龙骨梁结构，龙骨梁结构包括：两个纵向缘条组件，其沿着航空飞行器的纵向延伸，两个纵向缘条组件的横截面分别呈“[”形并且两个纵向缘条组件的“[”形横截面的开口彼此相对；多个横向肋板组件，其中每一个垂直于两个纵向缘条组件并且在两个纵向缘条组件之间排布；“T”形角片，其具有彼此垂直的横边和竖边，“T”形角片的竖边连接到多个横向肋板组件中的一个上，并且“T”形角片的横边连接到两个纵向缘条组件中的一个上。本发明还涉及一种航空飞行器以及一种龙骨梁结构的构造方法。

摘要： 本发明涉及用于航空器或航天器的结构的增强部件，其包括：第一部件部分，其特别是细长的，用以增强至少一个其他元件；以及至少一个第二部件部分，其永久地连接至第一部件部分。在第一部件部分和第二部件部分的每一个中使用热塑性塑料材料形成增强部件。在第一部件部分中，热塑性塑料材料形成了其中嵌有连续的增强纤维的基质。在第二部件部分中，增强部件包括非连续的增强纤维或不具有增强纤维。

摘要： 本发明涉及航空器框架结构、制作航空器框架结构的方法、修理航空器的方法、和航空器部件。本发明提供有一种航空器框架结构，所述航空器框架结构包括栅格支撑体(2)(通常为网格状支撑体)和(i)耐撞击屏障(6)，所述耐撞击屏障包括剪切增稠流体，和(ii)耐水且弹性可变形的覆盖层(4)。

摘要： 本发明公开一种螺纹防松结构、航空插座、航空插头及航空插结构。该螺纹防松结构包括内螺纹和外螺纹，所述外螺纹的前端设有卡扣结构，所述内螺纹的后端设有配合结构，在所述外螺纹与所述内螺纹螺接配合时，所述卡扣结构与所述配合结构卡接配合。本发明通过在外螺纹的前端设有卡扣结构，内螺纹的后端设有配合结构，在所述外螺纹与所述内螺纹螺接配合时，所述卡扣结构与所述配合结构卡接配合，将外螺纹旋入内螺纹内，卡扣结构卡入配合结构中，可以限制外螺纹和内螺纹的连接松脱。

摘要： 本发明涉及柱状航空器框架组件、航空器结构框架和航空器。柱状航空器框架组件包括：形成柱状航空器框架组件的第一端的第一插转连接器；形成柱状航空器框架组件的第二端的第二插转连接器，第二端与第一端相反；从第一插转连接器向第二插转连接器延伸的第一杆；和联接到第二插转连接器并配置用于与第一杆可拆卸地联接的联接部件。第一杆具有周向外表面，周向外表面包括交替地位于第一杆的横截面中的周向路径上的至少一个脊状区段和至少一个平滑区段，每个脊状区段包括至少一个脊。联接部件包括具有周向内表面的管状部分，周向内表面包括交替地位于管状部分的横截面中的周向路径上至少一个脊状区段和至少一个平滑区段，每个脊状区段包括至少一个脊。

摘要： 本申请提出一种具有嵌入式电机的航空发动机的轴承腔结构和航空发动机，包括：中间机匣(100)，所述中间机匣(100)形成有容纳涡轮轴承的轴承腔(W)；电机(1)，设置于所述轴承腔(W)；以及进油管路(2)，所述进油管路(2)连接于所述电机(1)的壳体，从而对所述电机(1)进行散热，和/或，所述进油管路(2)通向所述轴承腔(W)内的轴承，从而对所述轴承进行散热，所述电机(1)包括两个定子组件(11)、两个转子组件(12)和隔板(16)，所述两个定子组件(11)被所述隔板(16)隔开，所述两个转子组件(12)被所述隔板(16)，所述电机(1)形成共轴并联电机。

摘要： 本发明公开了一种子午线航空轮胎冠带层结构及子午线航空轮胎，涉及子午线航空轮胎设计与制造技术领域，包括至少两层层叠设置的冠带层，层叠的所述冠带层设置于上层胎面胶和下层胎面胶之间，各所述冠带层均由高强力帘布条沿与周向呈一定角度缠绕而成，相邻两层所述冠带层的所述帘布条相互交叉排列。本发明提供的子午线航空轮胎冠带层结构及子午线航空轮胎，满足航空轮胎耐刺扎、耐高速的条件，保证胎面能够抵挡跑道上异物刺扎，在高速作用下不会发生胎面故障。

摘要： 本申请提供了一种基于冷热旋流分离的航空发动机预旋结构及航空发动机，所述预旋结构包括：预旋主体，其一侧沿周向均匀设置有第一热端出口，另一侧沿周向对应设置有预旋喷嘴，所述预旋主体的外周壁中部设置有与引气源相连通的进气集气腔，内周壁靠近第一热端出口的一端设置有热出气口；旋流分离管，沿周向均匀设置在预旋主体上，其一端同轴设置有轴向通孔与第一热端出口相连通，另一端同轴设置有与预旋喷嘴相连通的冷端出口，所述旋流分离管靠近冷端出口的外周壁上设置有与所述进气集气腔相连通的气流入口；调节装置，设置在预旋主体的一侧且与第一热端出口相配合调节气流出口温度以及流量。本申请可同时满足涡轮叶片冷却和涡轮盘盘心升温的需要。

摘要： 本实用新型公开一种螺纹防松结构、航空插座、航空插头及航空插结构。该螺纹防松结构包括内螺纹和外螺纹，所述外螺纹的前端设有卡扣结构，所述内螺纹的后端设有配合结构，在所述外螺纹与所述内螺纹螺接配合时，所述卡扣结构与所述配合结构卡接配合。本实用新型通过在外螺纹的前端设有卡扣结构，内螺纹的后端设有配合结构，在所述外螺纹与所述内螺纹螺接配合时，所述卡扣结构与所述配合结构卡接配合，将外螺纹旋入内螺纹内，卡扣结构卡入配合结构中，可以限制外螺纹和内螺纹的连接松脱。