客机水上迫降动强度有限元分析

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飞机强度分析流程

飞机强度分析流程
飞机强度分析流程主要包括以下几个核心步骤：
1. 结构建模：建立飞机各部件详细的三维几何模型，并采用有限元法将其离散为有限元网格。

2. 载荷识别：确定飞机在各种运行状态下（如起飞、巡航、降落、极限机动、地面载荷等）承受的静态与动态载荷。

3. 分析计算：运用专业软件进行结构静强度分析（静态应力、应变）、疲劳分析（寿命预测）、颤振分析（振动稳定性）及损伤容限分析等。

4. 标准符合性审查：对照适航规章与设计规范，检查结构强度指标是否满足安全性要求，包括应力/应变限制、疲劳安全系数、结构完整性等。

5. 结果评估与优化：针对计算结果进行评估，若超限则进行结构修改与优化设计，直至满足所有强度条件。

6. 实验验证：通过全机静力试验、疲劳试验等实测数据验证分析结果的准确性，并据此进一步完善设计。

飞机迫降水面分析

θ vy
vxBiblioteka x水面图 2．飞机刚接触水面时的切面图
4
y F
窗口
vx
水面
θ
vy
h
x
图 3．飞机在水中受力分析图
在 t = 0 时刻,飞机刚好与水平面接触，则在 ∆t 内与水面接触的面积：
∆S = vy (t)D ∆t sin θ
（3）
时间 t 内飞机与水面的接触面积：
∫ S =
t
vy
(t)D dt
0 sinθ
飞机与水面的夹角与速度之间存在着密切的关系，当水平方向的速度与竖直方向的速度之比越大，其相对应的角度也越大，做出在不同比值的情况下垂直速度与角度之间的关系图，如图 6 所示。
由表 1 可知 A320 的降落时与水平面的仰角角度为 11°(加减 0.5°)。 4.2 问题二的模型建立与求解 4.2.1 问题二的模型建立
2
三、模型的假设与符号说明
3.1 模型假设（1）飞机从迫降到水面至静止，飞机的姿态不变；（2）波浪的波形为规则的机械波；（3）不考虑空气阻力在飞机迫降到水面后的过程中的影响；（4）飞机在与水面接触时不发生跳跃；（5）飞机在未受到损伤时的密封性良好；（6）飞机在迫降过程中不发生翻转。 3.2 符号的说明
对于问题(2)，在问题(1)的基础上进一步分析，因海面上波浪的波形非常复杂，故将波浪的形状简化为锯齿状。对飞机与波浪进行运动学理论和空间几何分析，把速度和力转化在锯齿面上，建立模型和求解。最后得出飞机在有风浪的水面迫降时，飞机与水平面的夹角关系式。以 A320 为例，解得飞机与锯齿面的夹角为 0°（加减 1°），对此飞机应尽可能与波面平行迫降。
vx0 ：水平方向的初速度；

关于飞机起落架撑杆强度的有限元分析

关于飞机起落架撑杆强度的有限元分析飞机在日常飞行中，对起落架的强度要求特别高，它不仅要承受飞机起降时的冲击，而且要持续承受不同类型的负荷，为了使飞机的安全性更高，在起落架的结构设计中，要求运用更加精确的方法来计算承载力和强度。

为此，有限元分析成为起落架设计的重要手段之一。

有限元分析是一种用于计算工程系统的数学方法，它将复杂的几何形状几何分成许多小的元素，在此基础上，可以通过数值模拟计算，来计算材料、结构和负载之间的相互作用，用以研究有限元素装配而成的结构的性能。

将有限元分析应用到飞机架设计中，可以对飞机起落架不同部分的材料、尺寸以及负载的特性进行精确的计算，从而更好地确定杆件的结构尺寸、材料和强度在计算起落架撑杆强度中，通常需要考虑撑杆在不同负载下的变形，这是因为撑杆在负载作用下，形状会发生变化，从而影响撑杆的承载力及强度。

使用有限元分析来计算撑杆的变形，有利于获得准确的受力和变形，从而更好地确定撑杆的强度。

首先，可以计算出撑杆负载作用下的总体受力，然后，针对撑杆的几何形状，可以将撑杆分解成多个小的结构元素，再对每一个结构元素进行有限元分析，最后，可以计算出撑杆在最大负载下达到稳定状态时的强度，从而更准确地确定撑杆的强度要求。

此外，有限元分析还可以用于计算撑杆的疲劳强度，考虑到撑杆在日常飞行中，可能会遭受多次的负荷变化，通过有限元分析，可以计算出撑杆在疲劳作用下的变形，确定撑杆的疲劳强度，从而保证飞机的安全性。

综上所述，有限元分析为飞机起落架设计中的撑杆强度分析提供了一种精确、有效的计算手段。

它可以帮助我们分析撑杆在不同负载下的变形特性，从而更好地确定撑杆的结构参数、材料和强度。

有效地使用有限元分析可以使飞机的安全性得到保证，这也是我们在搭建飞机起降架时应当考虑的重要因素。

关于飞机起落架撑杆强度的有限元分析

关于飞机起落架撑杆强度的有限元分析摘要：作为连接飞机与起落架的关键件，撑杆设计将直接影响飞机的起落安全。

基于这种认识，本文在分析飞机起落架撑杆受力情况的基础上，使用有限元分析法对撑杆的强度展开了分析。

而经过分析可以发现，撑杆将在飞机起落过程中出现较大变形，所以还要增加撑杆的强度，才能为飞机起落提供更多的安全保障。

关键词：飞机起落架；撑杆强度；有限元分析引言：在飞机起落的过程中，撑杆将起到缓冲和控制支柱受力的作用。

所以，只有拥有较大的强度，撑杆才能够提供足够的扭矩作用，从而确保飞机的安全起落。

因此，有必要利用有限元分析法对飞机起落架撑杆强度展开建模分析，从而更好的加强飞机起落架的撑杆设计，继而为飞机起落提供更多保障。

1飞机起落架撑杆的受力情况分析在飞机起飞和降落的过程中，轮胎触地点的集中力将作用在主起落架上。

从力的传递过程来看，通过轮胎触地点和机轮中心这两个作用力点，地面载荷会被传递至活塞杆。

通过活塞杆与外筒之间密封的高压油气混合体的油液压力，则能够使地面载荷在筒轴线方向上的分力得到平衡。

而在垂直与筒轴线方向，地面载荷的分力将会通过活塞杆与外筒的接触面传递至外筒上。

经过扭力矩，其产生的扭矩将传递至外筒。

而通过斜撑杆和上接头与机身的连接，最终外筒会将这些载荷和转矩传递给机身。

由于飞机落地是动态的撞击过程，所以随着飞机轮胎的接地，飞机起落架将承受不断变化的力[1]。

想要对飞机起落架支撑杆最大变形的部位和时刻进行分析，还要使用流体动力学的动静法，并且选取起落架受撞击力最大时刻进行研究与分析。

在该时刻，飞机起落架支撑杆到支柱顶端转轴的垂直距离可以设定为d，其与支柱的夹角可以设定为θ，其为支柱提供的支撑力可以设定为F。

而支柱中心到轮轴中心距离可以设定为a，轮胎垂直反力则为Fu，轮轴中心垂直受力为Pv。

根据公式F=Pv*a/d可知撑杆的受力情况，而根据M=Pv*a可知斜撑杆下端的弯矩。

由于是对飞机垂直着陆进行分析，所以能够使地面产生的航向摩擦力得到简化，因此可以只对垂直方向的撑杆受力状态展开分析。

民用飞机水上迫降数值模拟分析

第２２卷第６期
２０１３年１２月源自计算机辅助工程
Ｃｏｍｐｕｔｅｒ ’ ＡｉｄｅｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ
Ｖｏ１．２２Ｎｏ．６Ｄｅｃ．２０１３
文章编号：１００６—０８７１（２０１３）０６ — ００５１．０４
．
ＸＵＷｅｎｍｉｎ，ＬＩＫａｉＨＵＡＮＧＹｏｎｇ
，
（ＳｔｒｅｓｓＤｅｓｉｇｎＲｅｓｅａｒｃｈＤｅｐａｒｔｍｅｎｔ，ＣＯＭＡＣＳｈａｎｇｈａｉＡｉｒｃｒａｆｔＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ２０１２１０，Ｃｈｉｎａ）
ｐｅａｋｖａｌｕｅ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｄｉｔｃｈｉｎｇ；ｆｌｕｉｄ・ｓｔｕｃｒｔｕｒｅｃｏｕｐｌｉｎｇ；ｐｉｔｃｈａｎｇｌｅ；ｌｏａｄ；ｎｕｍｅｉｃｒａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；Ｄｙｔｒａｎ
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｂｅｃａｕｓｅｔｈｅｒｅｉｓｎｏｒａｔｉｏｎａｌｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｎａｌｙｓｉｓｍｅｔｈｏｄｆｏｒｔｈｅｄｉｔｃｈｉｎｇｉｍｐａｃｔｐｒｅｓｓｕｒｅｌｏａｄｏｆｃｉｖｉｌａｉｒｃｒａｔ，ｂｆａｓｅｄｏｎＤｙｔｒａｎ，ｔｈｅｆｌｕｉｄ— ｓｏｌｉｄｃｏｕｐｌｉｎｇｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｉｓｉｍｐｌｅｍｅｎｔｅｄｂｙｔｈｅｇｅｎｅｒａｌｃｏｕｐｌｉｎｇａｌｇｏｒｉｔｈｍｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇｔｈｅｃｏｕｐｌｉｎｇｉｎｔｅＩｒａｃｔｉｏｎｂｅｔｗｅｅｎｗａｔｅｒ — ａｉｒｂｉｐｈａｓｉｃｆｌｕｉｄａｎｄａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅ；ｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅａｔｔｈｅｂｏｔｔｏｍｏｆｃｉｖｉｌａｉｒｃｒａｆｔａｎｄｐｉｔｃｈａｎｇｌｅｄｕｒｉｎｇｄｉｔｃｈｉｎｇａｒｅｎｕｍｅｒｉｃａｌｌｙｓｉｍｕｌａｔｅｄａｎｄｔｈｅｄｉｔｃｈｉｎｇｌｏａｄｉｓｐｒｏｃｅｓｓｅｄｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙ．Ｔｈｅｐｒｅｓｓｕｒｅｏｆａｉｒｃｒａｔｆｄｕｒｉｎｇｌａｎｄｉｎｇｉｎｗａｔｅｒｒｅａｃｈｅｓｍａｘｉｍｕｍｖａｌｕｅａｔｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｓｔａｇｅａｎｄｔｈｅｎｂｅｇｉｎｓｔｏｄｅｃｒｅａｓｅ．ａｎｄｉｔｆｌｕｃｔｕａｔｅｓｓｌｉｇｈｔｌｙａｔｅｆｒｔｈｅ

飞机设计中的结构优化问题

飞机设计中的结构优化问题随着科技的不断进步，飞机的设计和制造都在不断地更新和优化。

在这个过程中，结构优化问题是设计过程中最重要的问题之一。

飞机的结构优化可以使得飞机在运行时更加稳定和安全，同时也可以降低飞机的重量和燃油消耗，提高其性能和效率。

本文将介绍一些在飞机结构优化中常用的技术和方法。

一、有限元分析有限元分析是一种将复杂结构转化为简单元素的技术，在计算结构的强度和应力时非常有用。

在飞机的结构优化中，有限元分析可以帮助设计师分析每个构件的强度和应力，从而优化整个结构。

例如，在飞机的机翼设计中，通过有限元分析可以确定每个杆件的尺寸和材料，以保证该机翼在振动和扭转等条件下具有足够的强度和刚度。

二、材料优化材料优化是另一个重要的结构优化问题。

选择正确的材料可以减轻飞机的重量，减少燃油消耗并提高性能。

例如，将使用碳纤维材料代替传统的金属材料，可以大幅降低飞机的重量，并提高飞机的航程。

材料的选择需要根据其物理和机械特性进行评估，并考虑它们在不同环境和运行条件下的稳定性。

材料的浸渍和处理也需要进行优化，以确保其达到最大的性能。

三、结构优化结构优化是指通过重新设计飞机的整体结构来改善其性能和效率。

例如，在机翼设计中，构造一种更优秀的翼型可以改善机翼的升力和阻力特性，从而提高飞机的性能和效率。

在此过程中，使用计算流体力学技术和数值模拟可以提高结构优化的精度和速度。

四、分析和测试在结构和材料的选择阶段，分析和测试是非常重要的。

飞机的结构需要通过计算和实验进行验证，以确保其稳定和可靠的运作。

例如，在飞机的杆件连接处使用X光和超声波技术检测可以发现结构缺陷，以及锁紧螺钉的质量和配合程度等。

总之，在飞机的结构优化中，需要使用多种技术和方法。

这包括有限元分析、材料优化、结构优化，以及科学的分析和测试。

结构优化可以提高飞机的性能和效率，让飞机更加安全，更加舒适。

飞机结构强度分析及优化研究

飞机结构强度分析及优化研究一、引言飞机结构的强度是决定飞机性能和可靠性的重要因素之一。

在考虑降低飞机重量和提高结构强度的情况下，优化设计方法已成为飞机结构强度分析和设计中不可或缺的工具。

本文将探讨飞机结构强度分析及优化研究的现状和应用情况。

二、飞机结构强度分析方法1. 有限元方法有限元方法是目前最常用的结构强度分析方法之一，其基本思想是将结构分解为有限数量的单元，每个单元可以独立地进行计算和分析。

这种方法具有计算精度高、适应性强、计算速度快等优点，被广泛应用于飞机结构的分析和设计中。

2. 解析法解析法利用数学模型和相关公式对结构进行分析，计算结果具有自证性和可靠性，但适用范围有限，只适用于结构比较简单的情况下。

3. 实验法实验法是通过物理试验来验证结构强度，具有最高的准确度，但成本较高，时间较长，且不一定能覆盖到所有结构。

三、飞机结构强度优化方法1. 材料优化选择合适的材料可以有效提高结构强度，例如使用高强度、轻质材料可以降低飞机重量、提高性能。

另外，优化各种材料的使用方式，如在厚度方面的均匀分布、弯曲等方面实现最佳的使用效果。

2. 结构优化对于结构进行优化，例如优化翼型、机身外形、墙壁和支撑系统等，可以提高飞机的稳定性、抵抗外部环境的作用和减少飞行过程中的空气摩擦、气动阻力等。

3. 荷载优化考虑到飞机的使用环境、工作负荷等方面的问题，对设计荷载进行优化，既能保证飞机的强度，又能合理地利用和分布荷载。

四、结构优化实例1. 减重优化减少飞机重量，提高性能是结构设计优化的核心问题。

首先，我们可以通过优化材料的选择和使用方式来达到减重的目的。

例如，在飞机机身结构中，利用复合材料替代铝合金可以提高结构强度，并使得结构更轻盈。

2. 翼型优化完美的翼型设计可以显著降低空气阻力、增强稳定性和减少飞行噪音。

例如，由于飞机上部分设计会产生气流的分离现象，应该利用颠簸板等技术进行优化，减少空气流出的阻力和噪音。

3. 荷载优化对于飞机的合理荷载分配，可以保证飞机各部分强度达到标准，并减少材料的使用。

朱胜利_基于RADIOSS的飞机水上迫降仿真分析

基于RADIOSS的飞机水上迫降仿真分析The Simulation of Aircraft Ditching Based onRADIOSS朱胜利范林索小争中航工业一飞院陕西西安 710089摘要：文中建立空气-飞机-水体有限元模型，并采用RADIOSS 求解器对飞机水上迫降缓冲过程进行求解。

通过仿真进行了飞机气动特性分析并研究了飞机外表压力和速度分布情况，满足安全迫降缓冲过程的相关要求。

关键词：流固耦合水上迫降气动特性 RADIOSSAbstract: In this paper, the finite element model of air - jet - water has been established, and using RADIOSS solver to solve aircraft ditching buffer process. Through simulation on the aircraft aerodynamic characteristics analysis and study the pressure and velocity distribution of plane appearance，and meet the landing buffer process safety requirements.Keywords: fluid structure interaction, Ditching, Aerodynamic characteristics, RADIOSS 0 引言水上迫降指着陆场在海洋，湖泊等水面上，水上迫降危险性高于陆地迫降。

飞机在存在安全隐患或者被劫持的情况下要进行被迫降落，迫降时一般要求飞机燃油保持基本耗尽状态，避免发生大火和爆炸。

水上迫降性能是飞机安全性的重要内容之一,一旦迫降失败,将引起乘客的伤亡和极大的财产损失,因此飞机的水上迫降性能值得研究。

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（d）垂尾有限元模型
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2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
（e）整机一维单元分布
（f）机身下船体壳单元
图 1 整机有限元模型
图 2 压力边界条件
图 3 机身各部分压力波形图
3 计算结果图
总共计算了13种情况，分别为1种三级波浪情况、6种静水前重心情况与6种静水后重心情况，见表1。比较了这些工况，三级波浪情况的结果最为严重，图4中给出波浪情况下的计算结果。
2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
客机水上迫降动强度有限元分析
胡大勇
杨嘉陵
王赞平童亚斌魏教育
王浩伟
曾毅
西安飞机工业有限责任公司
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2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
客机水上迫降动强度有限元分析 Dynamic Finite element analysis for the
2 有限元模型的建立
根据提供的飞机结构图纸，在对结构进行必要简化的基础上，按照1：1的比例建立飞机结构有限元模型，见图1。整机模型分为机身、机翼和平尾三部分。三个部分的模型情况如下：机身整体结构尤其是下船体为关心部位，整个机身主要由50个隔框组成，机身框缘、地板横梁、座椅地轨、转接梁地轨、登机门门框、货舱门门框和应急舱门门框简化为梁单元；机身长桁、下半框框板上的型材由于惯性矩比较小，承弯扭能力有限，因而简化为杆单元；蒙皮、框板、腹板简化为壳单元。机翼和平尾部分由于并非关心部位，而且其刚度比较大，为了降低问题的计算时间，将这两个部分简化为刚体，只保留了它们的外形结构，由壳单元构成（也可以直接用集中质量单元代替，采用rbe2与机身连接），同时材料属性则采用MSC. DYTRAN软件中的刚体材料，质量和惯性矩分别在材料属性中定义。飞机的电子设备、发动机、商载、动力系统等，全部根据飞机质量报告，在有限元模型中采用集中质量单元代替，以保证模型的总重量及重心位置与真实飞机一致。集中质量单元与机身采用刚度较大的杆元进行连接。整个前处理过程在MSC.PATRAN软件中完成。
48.168
1
30
-10 688.1(ch5)
45.576
1

30
-12 1094.0(ch5)
47.628
1
30
-14 1195. 5(ch5)
49.59
1
30
-12 1087.8(ch6)
47.628
1.83
30
-14 1206.5(ch6)
50.94
1
30
-3 1297.2(ch5)
48.705
ditching of an airplane
胡大勇
杨嘉陵
王赞平童亚斌魏教育
王浩伟
曾毅
摘要: 通过必要的简化在 MSC.PATRAN 中建立全机有限元模型，并导入水上迫降模
型试验数据，采用 MSC.DYTRAN 进行 13 种试验工况条件下的动力学计算。结果显示飞机下船体蒙皮应力满足强度要求。
表 1 计算载荷情况
工况
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
攻角 °
5.98 6.5 7.972 9.956 9.043 9.995 8.012 9.004 9.995 9.995 9.995
水平速度下降速度襟翼角升降舵压力峰值
m/s
m/s
°
°
KPa
48.945
1
30
-9 660.3(ch7)
（2）通过对计算结果的比较可以发现：静水前重心的应力水平高于静水后重心，而三级波浪情况下的应力水平则高于静水前重心。波浪情况下比静水前重心与后重心情况下的压力峰值更高，因而导致了在计算中应力水平高于静水前后重心情况。
（3）三类工况都在机身中部形成较大的应力区，是需要着重关心的部位。（4）计算结果中，在集中质量单元与机体的连接部位存在应力集中，但部位在飞机地板
上，不影响对破坏的评估。（5）通过试验和仿真的分析，水上迫降发生时，维持一个好的姿态是十分重要的，攻角
在9度左右，获得了比较好结果。但由于试验手段的限制，气动力的变化无法得到，在有限元模型中没有考虑气动力变化对结果的影响，而气动力却是姿态维持的必要条件。
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2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
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2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
材料密度：2.7e +3kg/m3 泊松比：0.3 长度单位为：m m
2.2 边界条件及求解条件设定
(1)外载荷经过水上迫降试验得到是作用于模型上载荷，需要进行转换得到真机上作用的载荷。通过MSC.PATRAN的FIELD菜单读入csv后缀名的压力表格数据，并将压力分布到机身部位，载荷分布见图2，施加的压力载荷波形见图3。
(3)求解设定求解步长由程序自动算出，有限单元采用单点积分单元，计算过程设定初始步长约为3.5E-3，最小步长设定为1E-4，最大步长设定为1，单位为毫秒。整个问题的求解规模在DELL 双CPU至强3.0G主频工作站上为13个小时左右。
（a）整机壳单元分布
（b）机身壳单元构形
（c）机翼及发动机短舱构形
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2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
对飞行器硬着陆进行设计的，而对于水上迫降时所起的作用可能十分有限。在飞机硬着陆时，机身与地面的接触是由点到面逐级接触，载荷集中在下底板部位，缓冲吸能部件在接触过程中逐级压溃或破坏，其他非吸能部位如机身上部在其后才可能参与接触，这样能够使缓冲吸能部件发挥最大效能，达到最好的吸能效果，同时能保障乘员有足够的生存空间；而水上迫降时，飞机与水面接触瞬间就是面载荷，与地面撞击相比，撞击载荷又相对较小，导致常规的缓冲吸能部件压溃较小，难以发挥效能，同时起落架也无法工作，因而未被吸收的能量很可能造成机体结构的损坏，因此水上迫降可能导致比地面撞击更严重的伤害，如果造成下船体蒙皮的破裂，那么水将流入机舱，乘员很难有充足的时间逃离。因此需要对飞行器水上迫降时的力学特性进行分析，以评估飞行器是否满足强度要求。目前，由于水上迫降项目非常复杂，涉及多个学科的耦合，研究开展的比较少（见文献 1），几乎没有可供借鉴的经验。本文采用简单解耦的方法，在水上迫降模型试验成果基础上，利用测得的加速度、压力，对真实尺寸飞机进行了有限元计算，以校合机身下船体蒙皮的应力是否满足要求。
飞机整机有限元模型的单元总数为26040个，其中壳单元数目为16112个、梁单元数目为 3999个、杆单元数目为5881个、集中质量单元为48个。
2.1 材料与属性
计算中所使用的材料参数如下：硬铝（LY12）的材料参数：
弹性模量：70GPa 硬化模量：585MPa 屈服应力：300MPa 强度极限：392MPa
关键词: 水上迫降；有限元；模型；蒙皮；飞机；动力学；强度 Abstract The finite element model of an airplane is built by some reasonable
simplification in Msc.patran and the data of pressure and acceleration from the test of model ditching is imported. Thirteen dynamic loadcases are computed by Msc.dytran. The results show the strength of the skin on the bottom of fuselage will not break.
Key words: ditching, finite element, model, skin, airplane, dynamic, strength
1 概述
近海或跨海飞行的飞行器在出现故障时，只能选择水上迫降，此时需要保证两方面因素：着水姿态与飞行器强度。通过水上迫降的模型试验，可以给出飞行器允许的着水姿态，从而保证飞行器着水时不出现剧烈的“跳跃”、翻转等情况；在强度方面的指标是：在允许的着水姿态下，需要保证机身下船体蒙皮不破裂，从而使得机舱内不会进水，可以保证机身能够漂浮一段时间，为成员的安全撤离赢得时间。目前，飞机、直升机在设计时都进行抗坠毁设计，在机身下底板处添加吸能缓冲材料如蜂窝泡沫、波纹梁、复合材料圆管等，通过结构的压溃、破坏等过程达到缓冲吸能的目的，这些技术的采用很大程度上提高了飞机在迫降时的生存概率。这方面已经开展了大量研究工作，其中包括机身部件如一段机身或者下底板的坠毁试验以及整机的坠毁试验等，有比较成熟的经验可以借鉴。但是，由于上述技术往往是针
1
30
-4 1163.6(ch5)
46.656
1
30
-5 1133.3(ch6)
46.656
1.5
30
-5 1090.0(ch6)
46.656
1.83
30
-5 1115.7(ch5)
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2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
12 9.956 47.628
1.5
海浪波 10.0 47.628
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客机水上迫降动强度有限元分析
作者：作者单位：
胡大勇，杨嘉陵，王赞平，童亚斌，魏教育，王浩伟，曾毅西安飞机工业有限责任公司
本文链接：/Conference_6453126.aspx
1
30
-14 1182.5 (ch6)
30
-14 1686.0(ch5)
（a）全机壳单元应力
（b）机身中部应力分布
（c）机身下船体应力
（d）舱门附近应力分布
图 4 三级波浪情况下应力分布