飞机结构

摘要： 针对飞机结构实际使用的载荷历程偏离耐久性评定试验载荷谱情况下的耐久性分析需求,建立了疲劳关键部位耐久性损伤程度的当量应力损伤计算方法,通过构建不同载荷谱下的结构耐久性损伤关系,得到了结构疲劳关键部位在不同载荷谱下的等效应力;结合耐久性分析的概率断裂力学方法,建立了一种基于当量应力损伤的耐久性分析方法。该方法已成功应用于某新型飞机疲劳关键部位的耐久性设计分析,具有重要的工程应用价值。

摘要： 为提升飞机螺栓连接结构疲劳裂纹监测准确率,准确监测飞机结构疲劳寿命,提出了基于涡流阵列传感器的飞机结构疲劳寿命自动化监测研究。构建矢量电磁场量空间扩散方程,在层状介质空间中通过分离变量获取磁矢解析通解在无穷大介质空间内实现解耦,由此确定截面处电磁场量边界条件,分析提离距离与监测灵敏度之间关系。通过对半解析建模对涡流阵列传感器工作特性展开分析,构建了飞机结构疲劳寿命自动化监测模型。实验结果表明,该监测方法能够使监测结果精准度达到1mm,能够实现从累积损伤到出现裂纹整个周期的飞机结构疲劳寿命监测。

摘要： 针对近年来在飞机结构载荷测量飞行试验过程中发现的结构温度对载荷测量结果影响的问题,在分析载荷测量应变电桥热输出产生的原因和机理基础上,提出一种基于多项式拟合的应变电桥热输出分析和修正方法。通过地面温度试验验证了该方法的有效性,并利用该方法对多型飞机结构载荷飞行试验实测结果进行修正,取得了良好的修正效果,有效地提高了载荷测量的精准度。研究成果为飞机结构载荷测量应变电桥热输出修正提供了适用的理论依据和工程方法,对飞机结构载荷飞行试验验证起到了重要的支撑作用。

摘要： 为了验证某型飞机复合材料结构雷电防护设计的有效性,本文针对飞机复合材料结构设计了不同密度铜网防护、不同雷电分区的复合材料层压板雷电流冲击试验,通过目视损伤观察、热成像仪观察、超声波无损检测,横向和纵向对比复合材料层压板的雷击损伤程度和特征。基于雷电试验,分别获得了6种分区各型试验件的损伤情况,并按损伤严重程度进行试验件归类与分析,定性验证了某型飞机复合材料雷电防护设计的有效性。同时发现当前雷电防护设计有优化的空间,建议目前1区选用的CU195铜网降一级选用CU142铜网,对其他雷击区域的铜网规格也提供了建议,分析结果对后续复合材料结构的防雷电设计具有一定参考意义。

摘要： 飞机结构作战生存力是影响飞机综合作战效能的关键因素,飞机结构的生存力设计对提高飞机的作战能力、降低寿命周期的费用、保证飞机处于良好的战备状态具有重要意义。从飞机生存力的内涵和结构生存力设计要求出发,梳理飞机结构生存力设计要素;分析战损情况下结构生存力设计准则,重点开展爆炸引起的超压和波阵风载荷下飞机结构生存力研究,并给出分析算例。结果表明:飞机结构生存力设计要素与常规的损伤容限设计要素相似,可以参照损伤容限的设计步骤开展结构生存力设计;机身壁板、前缘、活动面和口盖等飞机结构对冲击波超压比较敏感,可以通过构型优化提高结构生存力。

摘要： 飞机的货舱门由于处于增压区域,允许损伤小。常见的腐蚀损伤往往超出飞机结构修理手册给出的损伤限制范围。一架使用时间较久的波音737货舱门内蒙皮腐蚀,开展损伤原因分析并且制定了超手册维修方案。该方案为波音737货舱门同类问题维修提供参考。

摘要： 智能涂层作为一种新型的监测传感器,具有众多优点。本文针对智能涂层传感器技术特点,设计了航空常用金属材料实验件,通过腐蚀环境试验对基于智能涂层传感的腐蚀监测技术进行了实验验证。结果表明:基于智能涂层传感器电阻值的变化基本能反映腐蚀过程趋势,基于智能涂层的腐蚀监测技术可以实现飞机结构的腐蚀监测。

摘要： 智慧教学是军地高校关注的焦点,智慧课程作为智慧教学的基础显得尤为重要.通过综合各方研究成果及各院校智慧课程建设经验,提出了智慧课程建设五项基本原则,依据新的飞行人才培养方案,以飞机结构与系统原理课程为例,从教材资源、课程教学设计、课程空间、课程教学模式、课程教学团队5个方面提出智慧课程建设思路.

摘要： 高效率、短流程、一体化成形复杂金属件对新型飞机结构优化、成本降低具有重要意义.针对飞机用复杂薄壁零件开展选区激光熔化(Selective Laser Melting,SLM)成形AlSi10Mg合金设计优化和工艺研究,讨论了激光功率、扫描间距、保护气氛和热处理温度对成形质量的影响.结果表明,在较优工艺参数下,SLM成形AlSi10Mg合金组织致密,孔洞少,沉积态室温拉伸性能相较于铸件有明显提高;零件内部与表面质量良好,热处理后零件侧壁各方向尺寸与设计值正负偏差在0.2 mm以内,满足新型飞机复杂零件装配设计要求.

摘要： 依据FAA STC清单和相关参考信息,分析和筛选出具有飞机结构重大改装设计能力的ODA单位和非ODA单位,以供国内改装设计单位对标和作为选择结构改装设计供应商的参考。

摘要： Altair OptiStruct软件是减轻飞机结构重量、缩短研制周期的有效工具.本文对Altair OptiStruct软件形状优化技术在飞机结构设计中的成功案例进行了分析研究,结果表明利用Altair OptiStruct软件形状优化技术可满足结构综合性能的基础上有效实现结构设计的轻量化.

摘要： 在飞机结构设计中,整体接头是一种常见的结构连接形式以及重要的传力结构,其设计的好坏关系到飞机的飞行性能和使用安全.目前,在飞机研制过程中对于整体接头的设计和分析常用的手段是实体有限单元法等数值计算方法.但在工程实践中,由于划分单元自锁的原因导致计算结果与实际情况差别很大,最后导致接头无法满足设计要求.本文以此为背景,采用自适应网格法,有效地解决此类问题.

摘要： 阐述了自然环境试验技术在飞机结构及成附件日历寿命评估工作中的应用方法,通过分析飞机结构及成附件各日历寿命影响因素,探讨自然环境试验技术在飞机结构及成附件日历寿命评估中的应用方法和原则,对我国飞机日历寿命控制与管理工作的提高起到有力支撑.

摘要： 为了满足飞机结构设计周期短、重量指标要求高的问题,在飞机气密框布置设计过程中,利用拓扑优化技术对该结构进行优化设计.在结构设计过程中利用拓扑优化得到一种传力直接,重量较轻的结构形式.最终优化结果表明,采用拓扑优化技术能够大大减少设计周期,并且在满足设计要求的前提下,实现飞机结构减重.

摘要： 有机涂层作为海军飞机结构防腐蚀的主要措施,在严酷的海洋环境下对飞机的可靠性和安全性至关重要.有机涂层的抗老化性能直接决定飞机结构的防腐蚀能力,有机涂层的使用寿命对飞机结构的使用寿命有重要的影响.介绍了有机涂层老化失效的国内外研究现状,重点对有机涂层老化失效机制、有机涂层老化试验方法、有机涂层老化失效评价方法和有机涂层老化寿命预测方法的研究状况进行了分析,指出了制约有机涂层老化失效研究的关键技术问题.

摘要： 多钉连接是飞机常用的连接形式,但由于复合材料的低延展性和脆性,使得复合材料板多钉连接载荷再分配能力差,钉载分配不均,而飞机结构的破坏也多发生在这些承载大的孔或紧固件上,因此确定各紧固件钉载并使之均匀分布是校核连接强度的关键.本文基于MSC.Nastran有限元分析软件,使用二维单元简化计算多钉连接钉载分配.结果表明,采用PSHEll、CBEAM和CGAP组合单元模拟可准确计算钉载,相比工程计算方法,计算精度更高.文中将有限元分析结果与应变片测量试验得到的结果进行对比,吻合度较好,说明文中分析方法有效可行,适用于飞机结构连接强度分析.

摘要： 本文在传统耐久性分析的DFR法的基础上,对青岛团岛地区不同腐蚀年限下的LY12CZ材料,不同载荷下疲劳试验数据进行分析,采用第一组数据获得DFR修正系数,用第二组数据进行分析验证,预估是腐蚀寿命与试验结果吻合的很好.得到了海洋环境下DFR值修正系数及不同腐蚀年限修正系数的变化曲线,,解决了腐蚀环境下结构疲劳强度和疲劳寿命预估难题,为后续海洋环境下腐蚀疲劳分析提供支持.

摘要： 本文在传统耐久性分析的DFR法的基础上,对青岛团岛地区不同腐蚀年限下的LY12CZ材料,不同载荷下疲劳试验数据进行分析,采用第一组数据获得DFR修正系数,用第二组数据进行分析验证,预估是腐蚀寿命与试验结果吻合的很好.得到了海洋环境下DFR值修正系数及不同腐蚀年限修正系数的变化曲线,,解决了腐蚀环境下结构疲劳强度和疲劳寿命预估难题,为后续海洋环境下腐蚀疲劳分析提供支持.

摘要： 本文在传统耐久性分析的DFR法的基础上,对青岛团岛地区不同腐蚀年限下的LY12CZ材料,不同载荷下疲劳试验数据进行分析,采用第一组数据获得DFR修正系数,用第二组数据进行分析验证,预估是腐蚀寿命与试验结果吻合的很好.得到了海洋环境下DFR值修正系数及不同腐蚀年限修正系数的变化曲线,,解决了腐蚀环境下结构疲劳强度和疲劳寿命预估难题,为后续海洋环境下腐蚀疲劳分析提供支持.

摘要： 本文在传统耐久性分析的DFR法的基础上,对青岛团岛地区不同腐蚀年限下的LY12CZ材料,不同载荷下疲劳试验数据进行分析,采用第一组数据获得DFR修正系数,用第二组数据进行分析验证,预估是腐蚀寿命与试验结果吻合的很好.得到了海洋环境下DFR值修正系数及不同腐蚀年限修正系数的变化曲线,,解决了腐蚀环境下结构疲劳强度和疲劳寿命预估难题,为后续海洋环境下腐蚀疲劳分析提供支持.

摘要： 本发明提供一种飞机机头结构和具有该飞机机头结构的飞机。该飞机机头结构包括机身（1）、用于加压空间（6）的地板（5）和在与所述加压空间（6）相反一侧布置在所述地板（5）下方的机头起落架舱（8）。机头起落架舱（8）包括形成压力屏障的压力屏障壁，所述压力屏障壁包括：至少两个侧面板（14d，14g），所述侧面板通过抗载荷部件机械地固定至所述地板（5）；上面板（12），其与述地板（5）相邻并且在侧面板（14d，14g）之间延伸；和在所述上面板（12）与所述机身之间的后面板（15）。

摘要： 本发明提供了一种用于飞机发动机舱的声学结构及包括该结构的发动机舱和飞机，该用于飞机发动机舱的声学结构包括声阻子结构(44)、至少一层腔室层(46)、反射层(48)，并且其特征在于，其包括至少一个整体子结构(58)，其分隔腔室层(46)并且包括除冰系统的细长元件(36)。

摘要： 本发明提供一种连接飞机垂尾的机身对接结构，所述机身对接结构包括：结构主体，其设有多个加强筋条；以及多个接头，所述接头成对背靠背地安装到所述结构主体的前侧和后侧，每个接头的两端分别设有加强筋条，所述接头的加强筋条通过紧固件连接到所述结构主体的加强筋条，所述飞机垂尾通过紧固件安装到所述接头。根据本发明的机身对接结构具有良好的疲劳性能、维修性、工艺性和经济性。

摘要： 本发明提供一种飞机机头结构和具有该飞机机头结构的飞机。该飞机机头结构包括机身（1）、用于加压空间（6）的地板（5）和在与所述加压空间（6）相反一侧布置在所述地板（5）下方的机头起落架舱（8）。机头起落架舱（8）包括形成压力屏障的压力屏障壁，所述压力屏障壁包括：至少两个侧面板（14d，14g），所述侧面板通过抗载荷部件机械地固定至所述地板（5）；上面板（12），其与述地板（5）相邻并且在侧面板（14d，14g）之间延伸；和在所述上面板（12）与所述机身之间的后面板（15）。

摘要： 一种平视显示器安装结构包括安装结构主体，在安装结构主体上设置有组合仪安装接口和投影装置安装接口，以固定安装组合仪和投影装置。平视显示器安装结构还包括至少一个过渡支架，安装结构主体通过可调节连接组件与过渡支架相连接，以使得安装结构主体能够相对于飞机的轴线方向在俯仰自由度、横滚自由度和偏航自由度上进行转动。该平视显示器安装结构有助于简化对平视显示器安装和校准，提高安装效率。还涉及一种包括该平视显示器安装结构的飞机。

摘要： 本申请公开了一种飞机货物底板结构及改变飞机货物底板结构的方法。飞机货物底板结构包括多个龙骨框架。一个或多个纵向轨道直接附接到龙骨框架。一个或多个纵向轨道设计成对飞机货物底板提供结构支撑。

摘要： 在本文中公开了用于飞机的复合面板的芯结构、包括芯结构的复合面板和飞机以及制造复合面板的方法。芯结构包括第一侧、第二侧和将第一侧的上部与第二侧的上部互连的连接区域。第一侧、第二侧和连接区域至少部分地限定天线外壳和电磁波传输区域，其中天线外壳限定被配置为包含飞机的飞机天线的外壳体积，电磁波传输区域被配置为允许电磁波从中穿过。电磁波传输区域限定以重复图案被布置且被对应多个壁界定的多个风筝形空隙，所述壁的至少10％至少基本垂直于界定电磁波传输区域的表面延伸。

摘要： 本发明提供了一种用于飞机发动机舱的声学结构，其包括声阻子结构(44)、至少一层腔室层(46)、反射层(48)，并且其特征在于其包括至少一个整体子结构(58)，其分隔腔室层(46)并且包括除冰系统的细长元件(36)。

摘要： 本申请提供了一种飞机水平安定面盒段结构及具有该结构的飞机，该盒段结构包括：相对设置的上壁板和下壁板，上壁板和下壁板平行设置；后梁，沿垂直于飞机对称面延伸形成，并分别与上壁板和下壁板固定连接；根肋，分别与上壁板和下壁板固定连接，且根肋的一端与后梁垂直连接；前梁，分别与下壁板和上壁板固定连接，且通过接头与根肋固定连接；尖肋，分别与下壁板和上壁板固定连接，且分别与前梁和后梁固定连接；多个樯，设置于由前梁、尖肋、后梁及根肋围成的空间内，且分别与上壁板和下壁板连接。

摘要： 本公开涉及飞机结构和制造飞机结构的方法。一种用于空气动力学设备的系统和方法，该空气动力学设备具有包括边缘面板的互搭接头。在边缘中，面板可包括锥形段。空气动力学设备的蒙皮的一部分可设置在锥形段的下方。边缘面板或蒙皮中的一者或两者可以是复合的。可以通过减小边缘面板的板层厚度形成边缘面板的锥形段。