飞机担架结构强度安全分析和仿真

飞机结构设计

一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机) 它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。二、飞机的研制过程四个阶段：1．拟订技术要求2．飞机设计过程3．飞机制造过程4．飞机的试飞、定型过程三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段 “结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。六、安全系数：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比也就是设计载荷系数与使用载荷系数之比。其物理意义就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数。八、飞机结构设计的基本要求1．空气动力要求和设计一体化的要求2．结构完整性及最小重量要求3．使用维修要求4．工艺要求5．经济性要求九、结构完整性：是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性的总称。十、全寿命周期费用(LCC) (也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限／耐久性或按损伤容限／疲劳安全寿命设计。十二、结构完整性及最小重量要求就是指：结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷和环境条件下，具有足够的强度，不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性。在保证上述条件得到满足的前提下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为最小重量要求。十三、使用维修要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可达性。十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段（1）静强度设计阶段

飞机结构强度复习要点

飞机结构强度复习要点一、第一章 1.飞机平飞时，飞机上作用有哪四个力？说明其平衡表达式什么？飞机的过载表达式是什么，其值为多少？ 2.飞机作机动飞行时，在垂直平面内的机动动作主要有哪些？ 3.飞机的升力公式为如何表达，公式中各字母表示什么含义？ 4.飞机的升力大小直接取决于速压，其表达式是怎样的？其与高度和速度的关系是怎样的。 5.飞行受哪三个因素的限制。写出下图中A、A′、D、D′点对应的n、C y、q的表达式。二、第二章 1.机翼的纵向构件有哪些？横向构件有哪些？ 2.机翼的典型结构型式主要有哪两类？ 3.机翼上所受的外载荷有哪些？ 4.机翼上的“三心”指的是哪三心？空气动力、机翼结构质量力分别作用在机翼的哪些作用线上？ 5.力在构件中传递时要遵循的原则有哪些？ 6.作用在翼肋上的力来自哪两个方面？ 7.在机翼的传力过程中，梁式机翼的翼梁腹板、缘条各主要承受什么力；单块式机翼的桁条于蒙皮一起承受什么力；蒙皮和腹板形成的合围框主要承受什么力矩？ 8.平直机翼结构中力的传递过程图示如下，请补出所缺部分。P39

9.某型机后掠机翼根部结构如下。图中的1点为固接，2、3、4可视为铰接。机翼外端传来的剪力和弯矩经前梁传递到加强翼肋处，扭矩已传到加强翼肋处。试说明剪力、弯矩和扭矩在根部段的传递情况。并用箭头在图中标识。 P42,43答案 13.试说明机身上弯矩是如何传递。并在图中标出分离蒙皮、机身大梁的平衡示意图。P67答案三、第三章 1.飞机机身开口对飞机强度的影响有哪些？ 2 复合式机翼的受力特点？ 3 单块式机翼的特点？ 4写出飞机承受剪力弯矩扭转载荷的几种情况？ 5.前三点起落架和后三点比较有哪些优势？？ 6机翼的传力形式，传力过程（用箭头描述） Q M 弯 M 扭

飞机结构完整性研究现状及发展方向

第23卷　第3期　2005年9月飞　行　力　学FL IG HT DYN AM ICS V ol.23　N o.3Sep.2005　收稿日期:2005-02-01;修订日期:2005-07-05 作者简介:屈玉池(1961-),男,陕西长安人,研究员,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。飞机结构完整性研究现状及发展方向屈玉池1,2,晁祥林2,陈　琪2 (1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院情报档案中心,陕西西安710089) 摘　要:飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用;以F -4C /D 和F -16飞机为例,叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况;最后指出当前我国结构完整性技术的研究现状,以及下一步的研究重点。关　键　词:飞机结构完整性;军用规范;载荷谱;损伤容限中图分类号: V 215 文献标识码: A 文章编号:1002-0853(2005)03-0009-04 引言飞机结构完整性大纲是从1957年B -47飞机出现疲劳问题后提出的,由此对飞机结构完整性的研究逐步形成并得到发展,在飞机结构分析中的应用于1970年前后发生飞跃。1969年,一架F-111飞机由于机翼关键接头存在漏检裂纹,仅100飞行小时就发生事故;在此期间,C-5A 疲劳试验样机也过早地产生开裂现象。所以,1975年12月发布的《M IL-STD -1530A 美国空军结构完整性大纲(ASIP )》增加了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求,提高了对飞机结构完整性要求[1]。在以后的十几年中,结构完整性技术有了进一步的发展,并形成了《M IL -A -87221(U SAF )飞机结构通用规范》和《M IL-A-8860B(AS)飞机强度和刚度系列规范》。这些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验证。随着断裂力学、概率断裂力学的发展,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概率统计方法,使解决随机因素下结构发生破坏问题成为可能,进一步完善了结构完整性理论和方法。 1　飞机结构完整性研究进展在1970年以前的结构完整性大纲中,结构分析的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。该方法利用了一种假设,即用疲劳样机代表所有的生产型飞机,假定部队所用飞机的“安全寿命”为疲劳样机寿命的四分之一。然而,正是在关键结构部位存在没有检测出的较大的初始裂纹引发了F -111飞机事故。该事故说明,所采用的安全寿命疲劳设计分析方法存在缺陷,所做的全部疲劳试验并不能预测出这类飞机结构破坏,因此,所应用的M IL-A-8860系列飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估飞机安全寿命的分析方法,由此推动了飞机强度和刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。在1970～1980年执行的飞机结构完整性大纲中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析体现,并以规范的形式得以贯彻,使飞机结构能承受在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。美国军用规范M IL -A -83444规定了飞机结构的损伤容限要求;M IL -A -008666B 规定了耐久性要求;M IL -A -8867A 规定了地面试验要求。这三部规范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的技术现状,并与其它结构规范共同构成了M IL-STD-1530飞机结构完整性大纲框架。 M IL-STD-1530A 把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损-安全概念或缓慢裂纹扩展概念设计实现。为了满足耐久性要求,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。在飞机结构评价中,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队对飞机结构的维修计划,并提供检查、修理的方法和预期的时间。近十几年来,结构完整性技术有了更进一步的

《飞机结构与强度》考试大纲

《飞机结构与强度》考试大纲（原科目名称为《飞机结构力学》代码821）科目代码：821 适用专业：见当年招生专业目录一、课程简介 “飞机结构与强度”课程旨在重点培养学生的综合分析问题、解决问题的能力和工程应用能力，使学生为专业课学习做好扎实宽厚的理论准备，同时也为毕业生从事民航领域飞机结构维护和深度维修等工作或继续深造提供必要的理论基础。 “飞机结构与强度”课程包括飞机结构力学和飞机结构强度两方面的教学内容。飞机结构力学从力学的角度来讲授飞机结构的组成规律，飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性的计算方法，并为飞机结构的受力分析和强度计算提供必要的基础理论知识。要求学生能够正确运用所学知识进行飞机结构强度、刚度、稳定性分析计算。飞机结构强度通过学生对飞机结构在使用中承受的载荷、载荷传递路线及飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性等力学性能的系统学习，使学生掌握有关飞机结构强度计算的基本概念、飞机结构的传力分析、飞机结构在载荷作用下、内力计算的基本原理和基本方法、以及飞机构件的破坏形式和强度校核方法。二、课程内容第1章绪论 1.1 飞机结构与强度的任务 1.2 飞机结构形式的发展 1.3 飞机结构力学的研究对象 1.4 飞机结构力学研究的基本原则和基本假设重点：典型飞机结构元件的功用难点：飞机结构的计算模型第2章能量原理基础 2.1 弹性力学问题及基本方程 2.2 功和能的概念 2.3 广义力和广义位移 2.4 虚功原理 2.5 余虚功原理 2.6 叠加原理和位移互等定理重点：广义力和广义位移难点：余虚功原理，功和能的计算第3章结构组成分析 3.1 结构组成分析的任务 3.2 结构组成分析方法

民用飞机气动设计原理

民用飞机气动设计原理民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。超临界翼型与传统翼型对比对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80 之间，通常巡航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90 之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效益？(Zhijie) 放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升

力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320 阵风载荷减缓控制系统说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22 飞机风洞模型风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M 范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真实特性一致，通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则，但一般都会满足的重要准则包括：几何相似性，模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小; M 数相似，风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致；

中国民航大学2017年硕士研究生《飞机结构与强度》考试大纲

中国民航大学2017年硕士研究生《飞机结构与强度》考试大纲（原科目名称为《飞机结构力学》代码821）科目代码：821 适用专业：见当年招生专业目录一、课程简介 “飞机结构与强度”课程旨在重点培养学生的综合分析问题、解决问题的能力和工程应用能力，使学生为专业课学习做好扎实宽厚的理论准备，同时也为毕业生从事民航领域飞机结构维护和深度维修等工作或继续深造提供必要的理论基础。 “飞机结构与强度”课程包括飞机结构力学和飞机结构强度两方面的教学内容。飞机结构力学从力学的角度来讲授飞机结构的组成规律，飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性的计算方法，并为飞机结构的受力分析和强度计算提供必要的基础理论知识。要求学生能够正确运用所学知识进行飞机结构强度、刚度、稳定性分析计算。飞机结构强度通过学生对飞机结构在使用中承受的载荷、载荷传递路线及飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性等力学性能的系统学习，使学生掌握有关飞机结构强度计算的基本概念、飞机结构的传力分析、飞机结构在载荷作用下、内力计算的基本原理和基本方法、以及飞机构件的破坏形式和强度校核方法。二、课程内容第1章绪论 1.1飞机结构与强度的任务 1.2飞机结构形式的发展 1.3飞机结构力学的研究对象 1.4飞机结构力学研究的基本原则和基本假设重点：典型飞机结构元件的功用难点：飞机结构的计算模型第2章能量原理基础 2.1弹性力学问题及基本方程 2.2功和能的概念 2.3广义力和广义位移 2.4虚功原理 2.5余虚功原理 2.6叠加原理和位移互等定理重点：广义力和广义位移难点：余虚功原理，功和能的计算第3章结构组成分析 3.1结构组成分析的任务 3.2结构组成分析方法 3.3桁架结构的组成 3.4刚架结构的组成 3.5薄壁结构的组成重点：常见飞机结构系统的几何组成分析第4章静定结构内力与变形 4.1静定结构的特性 4.2静定杆系结构内力 4.3静定薄壁结构内力 4.4计算结构变形的意义 4.5单位载荷法重点：静定结构内力计算的基本原理和基本方法，静定结构变形计算的单位载荷法

GJB军用标准

GJB军用标准总则类 GJB-Z 4-1988 质量成本管理指南 GJB-Z 379A-92 质量管理手册编制指南 GJB-Z 16-1991 军工产品质量控制要求与评定导则 GJB 467-1988 工序质量控制要求 GJB/Z 23-1991 可靠性和维修性工程报告编写的一般要求GJB 451A-2005 可靠性维修性保障性术语 GJB 219A-1994 T59 军用通信车通用规范 GJB 708-1989 T59 军用气象车通用规范 GJB 79A-1994 T43 厢式车通用规范 GJB 80A-1996 T59 修理车通用规范 GJB 2693-1996 战略导弹通信车通用规范 GJB 471A-1995 V04 通用军械装备标志 GJB 74A-1998 M50 军用地面雷达通用规范 GJB 801-1990 T40%T 军用汽车和挂车术语 GJB 832-1990 军有标准文献分类法军用装备施工规范 GJB 1582-1993 W59 军用聚醚型聚氨酯橡胶涂覆锦纶织物规范GJB 1583-1993 W59 军用氯丁橡胶涂覆锦纶织物规范 GJB 1674-1993 W59 丁脯橡胶涂覆灭棉织物规范 GJB 1793-1993 W59 军用天然橡胶涂覆橡胶锦纶织物规范GJB 1794-1993 W59 军用丁基橡胶涂覆灭锦纶织物规范 GJB 1500-1992 G35 耐天候氯丁橡胶料规范 GJB 1502-1992 G51 电缆用高温隔热涂料规范 GJB 2690-1996 军用船壳漆通用规范 GJB 3621-1999 V57 军用无线电台车通用规范 GJB 3716-1999 T04 军用汽车寒区附件通用规范 GJB 480A-1995 A29 金属镀覆和化学覆盖工艺质量控制要求GJB 481-1988 J33 焊接质量控制要求 GJB 609-1988 V80 空空导弹设计定型试验规程车辆验收 GJB 1000-1990 装甲车辆发动机验收规则 GJB 1106-1991 军用专用汽车定型试验规程 GJB 1108.1-1991 军用汽车油料鉴定试验规程发动机润滑油GJB 3505-1998 V00 军用飞机检验验收规范 GJB 67.9-1985 军用飞机强度和刚度规范地面试验 GJB 848-1990 装甲车辆设计定型试验规程

民用飞机气弹簧设计分析 (1)

民用飞机气弹簧设计分析-机械制造论文民用飞机气弹簧设计分析唐行微（上海飞机设计研究院结构部，中国上海201210）【摘要】气弹簧是性能可靠和安装方便的定制结构件，相对于民机上使用的传统机械弹簧单元在重量上具备优势。本文介绍了气弹簧的组成结构和工作方式，通过民用飞机舱门设计中的工程实例简要描述了在民机舱门上气弹簧设计的方法，通过CATIA仿真来模拟气弹簧的安装及运行来优化气弹簧的各项基本参数，并且给出了民机气弹簧的可靠性计算标准。关键词气弹簧；民机舱门；可靠性 0 前言气弹簧是一种可以实现支撑、缓冲、制动、高度及角度调节等功能的零件，在工程机械中，主要应用于雷达罩、口盖、舱门等部位。气弹簧主要由活塞杆、活塞、密封导向套、填充物、压力缸和接头等部分组成，在密闭的缸体内充入和外界大气压有一定压差的惰性气体或者油气混合物,进而利用在活塞杆横截面上的压力差完成气弹簧自由运动。工作时，惰性气体、油液通过活塞上的阻尼孔时产生阻尼作用，控制气弹簧的运行速度，其运行速度相对缓慢、动态力变化不大。在飞机结构舱门设计中经常使用弹簧作为机构功能实现的一部分单元，通常用于提供手柄回弹的回复力，机构运作的助力以及防止机构意外运动的过中心阻力。其中用于提供助力和阻力的弹簧通常为压缩弹簧，舱门设计中通常采用传统机械弹簧，这种设计存在两方面的劣势：一是传统机械弹簧其材料通常为321固溶钢或者15-5PH不锈钢，在重量上需要付出一定代价，二是目前航空领域弹

簧制造主要通过辅助工具手工弯制，其实际力学性能通常与设计目标存在一定差异且不稳定。气弹簧由于其安装方便，工作平稳，使用安全，成为汽车和机械制造等领域的标准配件。相对于传统机械弹簧，定制气弹簧在确保满足设计需求和重量上具备明显的优势，舱门机构中使用的多处弹簧单元均可使用气弹簧来替代。本文根据实际舱门的结构特点及气弹簧在舱门上的具体应用，对安装在舱门上的气弹簧的运动状态进行了分析和研究，给出了具体舱门气弹簧的设计步骤，同时对于民机舱门在使用条件及可靠性方面做了基本的分析。 1 工程实例某型民用飞机设计舱门重量为8.39kg。舱门重心与铰链臂中心转轴的距离为：360.367mm。由于门体、铰链臂(门体进行开关运动的中心) 和气弹簧构成一个杠杆系统。在门打开过程中，通过门体本身重力和气弹簧阻力的双重作用，控制门下降速度门在完全打开位置时，伸展到极限程度。根据周边结构的实际可安装空间情况确定使用两个气弹簧，并将气弹簧的完全压缩力初步设计为门体重量的3 倍左右，考虑摩擦力等影响，将气弹簧的完全压缩力初步确定为300N。下图为飞机航截面投影面，两侧气弹簧的安装相对于门体对称面为对称结构。

军用飞机可靠性维修性指标确定方法

军用飞机可靠性维修性指标确定方法来源：航空标准化与质量1999 作者：任占勇发表时间：2010-07-07 09:42:32 摘要介绍了军用飞机常用的可靠性维修性量值及其相互关系，阐述了确定军用飞机可靠性维修性指标的基本依据和考虑因素，给出了确定可靠性维修性指标的基本程序。关键词军用飞机可靠性维修性指标随着GJB 450《装备研制与生产的可靠性大纲》和GJB 368《装备维修性通用规范》的实施和应用，装备的可靠性维修性(以下简写为R／M)水平已作为合同指标摆到与装备的性能指标同等重要的程度。因此，R／M指标也就成了订购方和承制方共同关心的问题。尽管已经制定了GJB 1909．1《装备可靠性维修性参数选择和指标确定要求总则》和GJB 1909．5《装备可靠性维修性参数选择和指标确定要求军用飞机》，但由于我国R／M工程起步较晚，尚缺乏定量设计的经验和量化数据，在R／M指标的确定过程中仍存在许多问题，如确定指标时应考虑哪些因素，各个量值间的相互关系等。本文针对军用飞机R／M指标的确定作一简要论述，以供应用GJB 1909．5时参考和借鉴。 1常用的R／M量值及其相互关系 1．1目标值、门限值和研制结束门限值目标值、门限值和研制结束门限值均为使用指标，它们一般以使用参数的形式表示，主要用于订购方表述对飞机R／M的使用需求。目标值是订购方在权衡分析后期望飞机在成熟期达到的使用指标。实现这一指标要求，可使军用飞机达到最佳的效费比，同时，它也是确定门限值和规定值的依据。门限值是订购方根据目标值及有关因素，如飞机的复杂程度、现有技术水平、投入的经费等经综合分析后，要求飞机在成熟期必须达到的使用指标。这一指标，是满足军用飞机规定任务所必需的最低的R／M水平，同时，它也是确定研制结束门限值和最低可接受值的依据。研制结束门限值是订购方根据门限值及有关因素，如进度要求、飞机预期的使用频度、达到成熟期的时间要求、预期的增长率等经综合分析后，要求飞机在研制结束时必须达到的使用指标。这一指标，可使交付订购方的飞机具有初步的作战能力，同时，它也是确定研制结束最低可接受值的依据。表1和表2给出了部分国外航空产品的R／M目标值、门限值和研制结束门限值。表1国外部分航空产品的R／M 的目标值与门限值产品名称参数门限值目标值门限值与目标值之比，％ F／A－18战斗机 MFHBF（FH） 3.7 5.0 74 B－1B轰炸机 MTBM（FH） 1.0 2.0 50 UH－60A直MFHBF（FH） 3.5 4.0 88

浅谈民用飞机短舱进气道结构设计

浅谈民用飞机短舱进气道结构设计摘要：本文主要介绍安装先进涡轮风扇发动机的民用飞机进气道结构设计，包括进气道消声结构的设计。关键词：进气道结构设计消声设计 0.概述高涵道比、高效率的先进的动力装置是民用大型客机的心脏。作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个动力装置的性能起着重要的作用。 1.进气道设计要求进气道的内部通道设计必须保证在发动机各种工作状态下能供给发动机所需要的空气流量，并为发动机风扇进气面提供均匀流场和高总压恢复系数。进气道结构设计中，应运用声学处理技术，以最大程度减小发动机外传噪声，使飞机符合FAR-36部适航标准的要求。短舱进气道应当与风扇叶片一样具有抵抗飞行中鸟撞的能力。进气道必须采取防冰措施，在各种气候条件下，发动机及其进气系统上，都不产生不利于发动机运行或会引起推力严重下降的冰积聚。 2.进气道结构设计进气道主要由唇口蒙皮、前隔板、后隔板、内壁板、外壁板和连接法兰组成。进气道唇口蒙皮通常采用铝合金材料，表面阳极化处理，外表面打磨光滑，能够承受雨砂的侵蚀和冰雹的冲击，并且是防鸟撞的第一道防线。进气道唇口蒙皮通过角材与进气道后隔板与外壁板相连接，角材之间通过接头连接。进气道前隔板组件由腹板、径向肋、加强件、开口和管路支架组成。腹板由钛合金退火材料成形，以承受防冰管路的高温，由左右两块拼接而成。腹板上通常布置有径向肋，主要对结构起到加强作用。进气道前隔板组件通过角材与唇口蒙皮、内壁板和外壁板相连接。进气道前隔板组件主要承受的载荷为鸟撞冲击载荷，是防鸟撞设计的主要结构件。进气道后隔板组件由腹板、径向肋、开口组成。腹板通常采用钛合金退火材料成形，由左右两块拼接或者整体成型，主要吸收FBO工况时风扇打出能量。腹板通常有径向肋，材料为钛合金，主要对结构起到加强作用。进气道后隔板组件在外侧通过角材与外壁板相连接，并且通过角材提供风扇罩罩体搭接区域；后隔板组件在内侧通过角材与内壁板相连接。进气道后隔板组件是防鸟撞结构设计的最后一道防线，要保证鸟的撞击不会穿透后隔板打到风扇舱段，后隔板的变形不能引起燃油管路以及其它系统的损坏以危及到飞行的安全。同时，尽管FADEC 位于风扇舱段区而不在进气道内，但是不能允许鸟撞击后隔板变形而接触到FADEC。因此后隔板需要布置一定数量的钛合金材料径向加强肋。后隔板通常也是风扇舱段火区的前向边，因此后隔板需要采用钛合金退火材料且必须布置防

飞机结构与强度课程设计报告

《飞机结构与强度》课程设计报告简单刚架结构受力分析专业：学号：学生姓名：所属学院：航空工程学院指导教师：二〇一四年12月一、目的与意义

本课题旨在探究限元法在分析飞机结构力学有关问题时的作用，使我们对有限元法有个基本的了解，并锻炼我们的自主分析能力和对有限元分析软件的实际操作能力。二、有限元分析原理与软件介绍有限元分析原理有限元分析（FEA，Finite Element Analysis）利用数学近似的方法对真实物理系统（几何和载荷工况）进行模拟。还利用简单而又相互作用的元素，即单元，就能够用有限数量的未知量去逼近无限未知量的真实系统。有限元分析是用较简单的问题代替复杂问题后再求解。它将求解域看成是由许多称为有限元的小的互连子域组成，对每一单元假定一个合适的(较简单的）近似解，然后推导求解这个域总的满足条件(如结构的平衡条件），从而得到问题的解。这个解不是准确解，而是近似解，因为实际问题被较简单的问题所代替。由于大多数实际问题难以得到准确解，而有限元不但计算精度高，而且能适应各种复杂形状，因而成为行之有效的工程分析手段。有限元是那些集合在一起能够表示实际连续域的离散单元。有限元的概念早在几个世纪前就已产生并得到了应用，例如用多边形（有限个直线单元）逼近圆来求得圆的周长，但作为一种方法而被提出，则是最近的事。有限元法最初被称为矩阵近似方法，应用于航空器的结构强度计算，并由于其方便性、实用性和有效性而引起从事力学研究的科学家的浓厚兴趣。经过短短数十

年的努力，随着计算机技术的快速发展和普及，有限元方法迅速从结构工程强度分析计算扩展到几乎所有的科学技术领域，成为一种丰富多彩、应用广泛而且实用高效的数值分析方法。ANSYS简介本文采用ANSYS有限元软件对荷载作用下的结构进行分析。ANSYS是一个具有高度可靠性的结构有限元分析软件,有着四十多年的开发和改进历史,作为世界CAE工业标准及最流行的大型通用结构有限元分析软件,ANSYS的分析功能覆盖了绝大多数工程应用领域,并为用户提供了方便的模块化功能选项。 ANSYS的主要功能模块有:结构分析模块、热分析分析模块、磁场分析模块、流体分析模块、声学分析模块等。它的前后处理系统非常强大,能很好地模拟和分析各种工况条件下的物体受力状态。 ANSYS分析的一般流程能够分为以下几个步骤: (1)进入前处理,设定材料属性; (2)建立构建模型,主要包括: ①建立几何模型; ②分配属性; ③有限元模型网格化分; ④施加约束条件及荷载。 (3)进入后处理

第二章设计飞机的依据

第二章设计飞机的依据现代飞机，性能不断提高，结构也越来越复杂，所以说，飞机是一种很复杂的工程系统。因此，飞机研制工作很复杂，周期比较长，需要耗费大量的人力和资金，这就要求设计部门必须慎重地对待，绝不能轻易、随便开始新机设计种。实际上，盲目从事任何一项工作都会造成返工和浪费。在飞机设计领域里，这种教训非常多，应该引起我们足够重视。从大的方面来说，民用飞机是为发展国民经济服务的，军用飞机则是为国防事业服务的，因此，设计新飞机的根本依据也就应该是国民经济和国防上的需要，这是不言而喻的，也是设计者应该牢记的宗旨。由于飞机设计是一项具体的工作，所以还需要把这种需要细化和量化，形成具体的、明确的设计依据。这种依据通常有3个项：1.经过批准的“某某飞机的设计要求”；2．国家颁发的各种飞机的相应设计规范和适航性条例等通用技术文件；3．由总设计师单位研究确定的该机总体设计指标。此外，在飞机总体方案的设计和优化过程中，还需要有合适的、能够对设计方案进行全面评价的准则。上面所说的飞机设计的各项依据和评价设计方案优劣的准则，都应该是可以度量的具体指标。如果设计工作依照这些指标的要求进行，则设计的成功率和投产率就会提高。 §2.1 飞机的设计要求无论是设计新飞机还是对现有的机种进行改型设计，均需要有明确的、完整的设计要求。飞机的设计要求是一项重要的技术文件，它是飞机总体设计工作的出发点和最主要的依据。一、飞机设计要求的基本内容对军用飞机而言，设计要求通常称为“战术技术要求”，对于民用飞机则是“使用技术要求”，这些设计要求没有固定的格式，通常包括：（一）飞机的类型和基本任务这是对所设计飞机最基本的总要求，应该具体、明确。对于民用飞机，除了要指明飞机的类型（旅客机、货机、客货两用机或其他类型的专业飞机等）外，还应指明是干线飞机还是支线飞机，准备在哪些航线上使用以及所需适应的地理条件和气象条件等等。如果是军用飞机，除需指明飞机的类型（轰炸机、歼击机、强击机或其他专用军用飞机等）外，还应明确基本的战斗使用要求和作战对象。例如歼击机，应明确其主要任务是空中格斗还是拦截；轰炸机和对地攻击机，应指明武器配备方案、突防攻击方式及主要的攻击目标；对于预警机、反潜机、巡逻机、垂直和短距起落飞机、舰载机等特殊用途的飞机，则更应该有明确、具体的任务要求。

谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀

谈谈飞机结构的疲劳与腐蚀冷战结束后，由于东西方的军事对峙趋缓及全球性的经济不景气，各国的国防经费都遭到大幅度缩减，使大多数国家的军用飞机都需要延长使用年限，如此虽然可节省采购新机的花费，但老飞机结构上最令人头痛的疲劳与腐蚀，则是延长服役期限时必须严肃以对的课题。前言东西方冷战时期，西方国家军用飞机的设计使用年限通常是20年到30年，为了维持对苏联的军事优势，这些军用飞机在到达使用年限后都会予以退役，但自1991年苏联瓦解后，双方的军事对峙一夜之间骤然消失，维持军事优势已无必要性，加上本世纪初的全球性经济不景气，国防经费遭到大幅度删减，使得许多国家的军用飞机在到达使用年限后仍然得继续服役，部分机型的服役时间甚至高达50年以上。 B-52“同温层堡垒”（Stratofortress）轰炸机是冷战时期美国的核轰炸主力，最后一架B-52H于1962年出厂，原本预定在服役30年后的1992年退役，如今美国空军决定该机得继续服役到2040年，届时服役时间将逼近80岁，堪称是爷爷级的古董机。而于1961年进入美国空军服役的T-38“禽爪”（Talon）喷气教练机，原设计服役寿命为7,000飞行小时，但经过数次性能提升延长服役寿命后，在2013年时的实际飞行时数已达15,000飞行小时，等到预计的2026年退役时，实际飞行时数将达23,000小时，为原本设计值的3倍多。

T-38在1997~2001年的世纪之交更换了全新机翼，老机得以开新花延长飞机使用年限固然可以省下采购新飞机的经费，但伴随着飞机使用时间的增加，飞机结构的疲劳（fatigue）及腐蚀（corrosion）问题也会随之一一浮现。根据一份1997年发表的研究报告，从1954年到1995年这40年间，全球共约发生2,800次飞机失事，其中由于结构问题导致的有67件，原因及百分比为︰其它及设计不良各占10.4%、维修不良占7.5%、超负荷（overload）占28.4%、疲劳及腐蚀占百分之43.2%。结构问题中疲劳及腐蚀危害最烈，几乎占了一半，可见要维持老飞机的飞行安全，必须对结构疲劳及腐蚀有正确的认知及处置，而这也是目前各国空军现正面对的首要课题。结构疲劳破坏典型破断面

飞机结构疲劳与断裂分析发展综述

飞机结构疲劳与断裂分析发展综述领空权对于任何一个国家都是非常重要的,飞机的先进,是领空权的保证.飞机更是国家的国防的重要力量,提高飞机的性能更是每个军事大国追求的目标.飞机的结构抗疲劳强度与断裂强度是飞机性能的重要体现.通过这学期的学习,和老师耐心的讲解,我对我国飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势有了更进一步的了解. 疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。飞机结构在实际使用中，要不断承受交变载荷的作用。但是，早期设计给及只是从静强度上考虑，只要通过计算和试验证明飞机结构能够承受得住设计载荷（实际使用中所出现的最大载荷乘以安全系数），就认为飞机结构具有足够的强度。由于飞机结构承受交变载荷的作用，某些构建常常出现疲劳性能也较好。因此，飞机结构的疲劳问题并不突出，疲劳强度问题没有引起足够的重视。直到50年代前期，世界各国的飞机强度规范中对疲劳强度都还没有具体要求，不要求进行全尺寸结构疲劳试验。但是，随着航空事业的不断发展，飞机

的性能不断提高，适用寿命延长，新结构、新材料不断出现，飞机结构在使用中疲劳破坏与安全可靠之间的矛盾逐渐显露出来了。断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。疲劳失效是金属材料常见的失效形式,特别是轴类,连杆,轴承类等零件,长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度,这样的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标。疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。

民用飞机机头外形设计与研究

民用飞机机头外形设计与研究摘要本文结合机头外形设计的相关约束条件，分析了机头外形定义的关键参数，提出了一种流线型机头外形设计的方法和思路。关键词参数化建模；机头外形；民用飞机 1 概述飞机机头外形为飞机等直段之前部分的外形，包括驾驶舱视窗（主风挡、侧窗）、前起落架舱门、雷达罩和前登机门等部件的外形。机头外形设计其主要目的是为驾驶员提供足够的工作空间，保证驾驶员有良好的视野，满足机载设备的安装空间要求，在满足使用要求的情况下使气动性能最优。 2 机头外形设计相关约束机头外形设计需要面对多方面的约束，是在矛盾中寻求一种平衡的过程，以下内容对相关约束条件进行了研究。 2.1 内部布置约束内部布置要求的约束，包括雷达天线的包络面，侧显区域，侧壁区域，平显区域、顶部空间等。与驾驶舱内部布置密切相关的主要有两个因素，即设计眼位和座椅参考点。设计眼位（Design Eye Position）是当驾驶员处于正常驾驶状态，两眼之间连线的中点所在位置，是飞机承制方用于确定驾驶舱内部和外部视野以及驾驶舱几何尺寸而选择的一个设计基点，该点坐标为：（XE，YE，ZE）。座椅参考点（Seat Reference Point）是当座椅受到一个第50百分位数的人体载荷，其坐垫和背垫成压缩状态时，坐垫表面的一条切线与背垫表面的一条切线之间的交点，该点与眼位点位于同一展向站位平面内并通过Les、Hes两个参数确定，地板到座椅参考点的距离由Hsf参数确定。设计眼位处的上、下视线分别由Au，Ad两个参数确定，设计眼位到风挡的距离由Lwe参数确定，风挡的倾斜角度由Aw参数确定，风挡的长度则由风挡与上下视线的交点确定。如图1所示：《民用飞机驾驶舱视野要求》（HB 7496-97）：标准左驾驶员视野如图2所示，右驾驶员视野对称。《民用飞机驾驶舱座椅设计要求》（HB 7046-94）对驾驶员设计眼位和座椅参考点的相对位置关系要求如图3所示。 2.2 结构设计约束结构的设计约束主要体现在结构实现方面，需要能法向向内偏置offset >0.02D+25.4mm（D-机身横截面当量直径），再考虑内装饰高度25.4mm，满足结构和内装饰设计基准要求；光滑过渡、没有0厚度部位，便于结构设计制造；为机头框、地板、壁板、雷达罩、风挡、通风窗、观察窗骨架、内装饰设计

飞机结构强度有关适航条例

第25.305条强度和变形 (a) 结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全运行。 (b) 结构必须能够承受极限载荷至少三秒钟而不破坏，但是当用模拟真实载荷情况的动力试验来表明强度的符合性时，则此三秒钟的限制不适用。进行到极限载荷的静力试验必须包括加载引起的极限变位和极限变形。当采用分析方法来表明符合极限载荷强度要求时，必须表明符合下列三种情况之一: (1) 变形的影响是不显著的; (2) 在分析中已充分考虑所涉及的变形; (3) 所用的方法和假设足以计及这些变形影响。 (c) 如果结构的柔度特性使在飞机运行情况中很可能出现的任一加载速率会产生比相应于静载荷的应力大得多的瞬态应力，则必须考虑这种加载速率的影响。 (d) [备用] (e) 飞机必须设计成能承受在直到V D /M D的任何可能的运行条件下(包括失速和可能发生的无意中超出抖振包线边界)会发生的任何振动和抖振。这一点必须通过分析、飞行试验、或中国民用航空局适航部门认为必要的其它试验进行验证。 (f) 除经证明为极不可能的情况外，飞机必须设计成能承受因飞行操纵系统的任何故障、失效或不利情况而引起的结构强迫振动。这些强迫振动必须视为限制载荷，并必须在直到 V C /M C 的各种空速下进行研究。〔中国民用航空局1995 年12 月18 日第二次修订，2001 年5 月14 日第三次修订〕第25.307 条结构符合性的证明 (a) 必须表明每一临界受载情况下均符合本分部的强度和变形要求。只有在经验表明某种结构分析方法对某种结构是可靠的情况下，对于同类的结构，才可用结构分析来表明结构的符合性。当限制载荷试验可能不足以表明符合性时，适航当局可以要求作极限载荷试验。 (b) [备用] (c) [备用] (d) 当用静力或动力试验来表明符合第25.305(b)条对飞行结构的要求时，对于试验结果必须采用合适的材料修正系数。如果被试验的结构或其一部分具有下列特征：多个元件对结构总强度均有贡献，而当一个元件损坏以后，载荷通过其它路径传递导致重新分布，则不必采用材料修正系数。

航空航天复合材料设计要求比较

航空航天复合材料结构设计要求的比较复合材料是指由有机高分子、无机非金属或金属等几类不同材料通过复合工艺组合而成的新型材料,它既能保留原有组分材料的主要特色,又通过材料设计使各组分的性能互相补充并彼此关联与协同,从而获得原组分材料无法比拟的优越性能, 复合化是当代材料技术发展的重要趋势之一，而大量采用高性能复合材料是航空航天飞行器发展的重要方向。航空航天追求性能第一的特点,使其成为先进复合材料技术的率先实验和转化的战场,航空航天工业的发展和需求推动了先进复合材料的发展,而先进复合材料的发展和应用又促进了航空航天的进步。先进复合材料继铝、钢、钛之后,迅速发展成四大结构材料之一,其用量成为航空航天结构的先进性标志之一。将先进复合材料用于航空航天结构上可相应减重20%~30%,这是其他先进技术很难达到的效果。美国NASA的Langley 研究中心在航空航天用先进复合材料发展报告中指出,各种先进技术的应用可以使亚音速运输机获得51%的减重(相对于起飞重量)效益,其中,气动设计与优化技术减重4·6%,复合材料机翼机身和气动剪裁技术减重24·3%,发动机系统和热结构设计减重13.1%,先进导航与飞行控制系统减重9%,说明了先进复合材料的应用减重最明显。这不仅带来相当大的经济效益,而且可以增加装备的机动性,还可以提高其抗疲劳、耐腐蚀性能。由于航天与航空的使用环境和应用范围存在区别，因而造成复合

材料在航空飞行器与航天飞行器上使用的设计要求也有很多不同之处。而且由于任务目标和使用环境差异，飞机结构的要求不能直接作为空间飞行器的结构设计要求。空间飞行器的飞行环境和承受的载荷很特殊，并且几乎没有可能再去检查和维修航天器的结构或在其任务条件下验证其结构的性能。因此，空间飞行器复合结构设计必须比飞机复合材料结构设计更加稳定可靠。虽然如此，飞机行业的复合材料结构设计方面的经验仍然可以为航天器的复合材料结构设计提供一定的参考和借鉴。航空和航天复合材料结构设计要求具体在哪些方面存在差异呢？第一点是两者的生成规模差别很大。航空产品通常进行大规模生产，不仅整机生产数量多，而且因为需要维修等等，这样更换损坏的零件同样数量巨大；而航天产品则大多生产较少。因此在结构设计时，航空产品对结构设计时需要对加工工艺等配套设施进行细致的考虑，以达到成本、周期。效益的均衡，而航天结构设计则大多不需要考虑。同时生产数量的差异也使后续的设计工作产生了很大不同。第二点是初始设计要求。飞机工业需要通过测试数量庞大的样本总结设计出一套模块建立的方法。但航天器的生产数量很有限，因此用于航空专业的样本采集到模块建立的方法，要想应用于航天器，从成本和进度的角度来看，是不切实际的。第三点是强度要求。在航空和航天器中，对于强度的要求二者是一致的，但因工作环境不同存在一定的区别。航空和航天器复合材料

飞机结构与强度课程设计模板

《飞机结构与强度》课程设计姓名：学号：班级：指导老师：

一：问题描述修改自《飞机结构与强度》书上例题4-11，如图所示为由6个杆件组成的衍架结构，5点受到一个方向向下的力F y ,其中1-2杆,2-4杆，3-4杆，4-5杆的长度为1m，2-3杆，2-5杆长度为1.414m。弹性模量E=206GPa；泊松比μ=0.3；作用力F y =-1000N；杆件的横截面积A=0.125m2。利用ansys10.0求解节点1,3支反力，各杆轴向力以及各节点位移大小。二：建模过程 1．定义单元类型。选择主菜单中的“Preprocessor >Element Type>Add/Edit/Delete”，弹出对话框，点击对话框中的“Add…”按钮，又弹出一对话框（如图表1所示），选中该对话框中的“Link”和“2D spar 1”选项，点击“OK”，返回至上一级对话框，此时，对话框中出现刚才选中的单元类型：LINK1。点击“Close”，关闭。

图表1 2.定义几何特性。在ANSYS中主要是实常数的定义：点击主菜单中的“Preprocessor>RealContants>Add/Edit/Delete”, 弹出对话框，点击“Add…”按钮，之前定义的LINK1单元出现于该对话框中，点击“OK”，弹出下一级对话框(如图表2所示)，图表2 在AREA一栏输入杆件的截面积0.125，点击“OK”，回到上一级对话框，点击关闭。 3.定义材料特性。点击主菜单中的“Preprocessor>Material Props> Material Models”, 弹出对话框（如图表3所示）,逐级双击右框中“Structural,Linear,Elastic,Isotropic”前图标，弹出下一级对话框，在弹性模量文本框中输入：206E9，在泊松比文本框中输入：