民用客机轮胎爆破试验主起舱综合支撑台架的设计

主起舱综合支撑台架是为民用飞机主起轮胎爆破试验提供一个完整的支撑与安装平台,是整个试验装置的基础与核心结构。其主要设计方法是对原飞机的主起舱、起落架等结构进行简化,在节省试验件制造成本的同时又能模拟轮胎爆破时主起舱环境,同时还要确保爆破试验时试验装置不发生失稳与破坏,最终达到试验目的。综合支撑台架主要包括主起舱假件、起落架假件和试验台架三部分组件,该设计方案目前已在国内某型号飞机的轮胎爆破试验中得到应用并验证成功。     

民用飞机复合材料设计许用值试验矩阵设计

试验矩阵是民用飞机复合材料设计许用值试验工作顺利推进的基础,为建立民用飞机复合材料设计许用值试验矩阵设计方法,对试验矩阵的各组成要素——试验项目、试验方法、试验数量、试验件铺层以及设计许用值影响因素分别进行了研究。试验项目取决于复合材料结构分析方法,给出了各试验项目对应的试验标准;提出的铺层选取原则适用于型号各阶段的设计许用值试验工作;试验数量的确定应综合考虑结构的重要性、试验数据的处理方法和设计许用值影响因素的衡量方法。最后,通过某型民用飞机的具体案例结合所述的试验矩阵的构成要素,详细论述了民用飞机复合材料设计许用值试验矩阵的设计方法。     

起落架支持差动约束技术的研究与应用

在全机静力试验中,试验件支持约束方式决定了整个静力试验结果的质量。针对传统起落架撬杠配重约束存在支反力测量不准确及支反力超过配重质量会导致试验件向上移动等问题,设计采用了起落架支持差动约束方法,限制试验件的垂向位移,从而保证试验安全并提高试验加载精度。     

铆接和焊接壁板典型件的静力和疲劳性能对比研究

静力和疲劳性能是衡量飞机结构典型件的重要指标。针对先进航空结构设计方案的要求,本文设计了铆接和焊接两种工艺情况下飞机结构典型件的静力和疲劳试验。通过比较试验结果,说明焊接件的静力和疲劳性能不低于铆接件。本文的试验结果可以为其他复杂航空结构的铆接和焊接工艺的选取提供依据。     

民用飞机35 MPa无扩口管路件研究

管路件主要用于民用飞机的液压系统、环控系统、燃油系统和滑油系统,是影响民用飞机安全和可靠性的重要部件。由于高压管路件可以有效减少系统重量,增加效率,因此,随着民机的发展,民用飞机管路系统对35 MPa高压管路件提出了迫切需求。从标准体系、结构形式、工作原理和使用性能等方面对卡套式和挤压式无扩口管路件进行了详细阐述。针对35 MPa压力级别管路系统给出了民机型号无扩口管路件的选择推荐,提出了民用飞机35 MPa挤压式无扩口管路件的设计加工建议。     

一体化框架在某型民机疲劳试验中的设计与应用

在以往的全机静力/疲劳试验中,常采用立柱-龙门架加载框架。该加载方式不便于设计检查平台,不适用于疲劳试验。针对疲劳试验周期长、试验加载设备反复使用、经常检查试验件等特点,设计了一体化加载框架,主要包括整体框架式加载系统、检查平台、油路线槽系统。一体化加载框架可以一次安装到位,减轻了试验人员的重复劳动,有利于试验件的损伤检查,减少疲劳试验裂纹的漏检率。试验表明,该加载方式可在后续全机和部件的静力/疲劳试验中应用。     

卡箍加载技术在部件静力试验中的应用

飞机部件结构强度试验中,部件位置空间有限,例如导弹假件位于飞机武器舱内,试验中试验件多个工况有不同方向载荷,需要加载点实现拉压双向加载.结合试验件外形特点,设计了一种专用加载卡箍,解决多个工况加载问题.试验结果证实加载卡箍设计合理,强度满足要求.     

民用飞机应急放油系统飞行试验方法研究

民用飞机应急放油系统是民用飞机燃油系统的重要组成部分,应急放油系统飞行试验是民用飞机燃油系统飞行试验的关键科目之一,是民用飞机燃油系统合格审定试飞中重要的考核科目。本文通过介绍典型民用飞机应急放油系统,分析适航条款的要求,对民用飞机应急放油系统飞行试验方法进行了研究,为民用飞机应急放油飞行试验提供了理论指导。     

简支条件大跨度高梁试验技术研究与应用

针对在某型飞机梁结构件静力试验任务中所遇高载荷、简支边界和高不稳定性等问题,提出以四点铰支系统支持试验件,采用多通道测量合力值为反馈值对加载作动筒进行单点闭环加载控制的新型试验加载控制方式,并在试验中成功应用,为以后试验设计开拓了一种新思路。     

某民用飞机燃油箱通气系统飞行试验研究

对某民用飞机燃油箱通气系统飞行试验条款、方法进行了研究,并对试飞数据进行了分析,证明了该飞机燃油箱通气系统满足设计要求,为民用飞机燃油箱通气系统合格审定试飞积累了宝贵的经验。     

功能振动载荷作用下民机发动机区域液压管路动力学响应研究

民机发动机正常工作时产生的功能振动载荷严重影响了该区域液压管路的安全性能和使用寿命,是民机液压管路设计重点考虑问题之一。针对ARJ21-700民机发动机区域某根液压管路,对其进行功能振动载荷作用下的动力学响应分析。基于传递矩阵法,建立液压管路动力学数学模型;采用ABAQUS有限元软件建立液压管路有限元模型,对其进行模态分析和在功能振动载荷作用下的振动响应分析,得到管路固有频率和应力响应规律;对管路危险部位疲劳寿命进行预估。最后,通过理论计算、仿真分析和试验,验证了液压管路动力学数学模型和有限元模型的正确性,研究结果为民机发动机区域液压管路设计及优化提供了理论参考。     

某型飞机升降舵静强度试验研究

针对某型飞机升降舵静强度试验进行了研究。通过对试验件的支持方案、试验载荷处理、试验加载方法选择、试验加载及测量系统等方面的研究,提出了一套全尺寸飞机状态下部件静强度试验方案。试验结果表明,该试验方案科学、合理,可为整机状态下部件的静强度试验提供参考。     

机轮螺栓力矩加载机构拓扑优化及瞬态分析

飞机机轮螺栓力矩是影响飞机起降的关键因素.研究设计了一种机轮螺栓力矩加载机构,并基于机构的理论危险工况,对其框架组件进行静力学分析.采用拓扑优化的方法对主要框架结构进行优化,并对优化后的框架组件进行静力学分析和两种工况下的瞬态动力学分析.计算结果显示,优化后的框架组件强度、刚度均满足要求,质量减少32.8％,为民航特种...     

民机液压系统振动技术研究

针对飞机液压系统振动失效问题,通过分析失效机理,建立了一套能够有效避免液压系统发生共振失效的民机液压系统设计方法。在HyperWorks系列软件中建立有限元模型,并进行模态分析,最后在飞机上进行试验测量。结果表明,采用该方法设计的液压管路系统,其前三阶模态能够有效避开激励源频率,振动量值和管路微应变都在合理范围内。所采用的研究方法能够为民机液压系统安装布置提供重要的理论依据。     

民机研制中设计偏差处理方法和流程研究

为了保证民机研制的最终质量,对民机研制中设计偏差进行了说明和分析,并通过对民机研制中设计偏差处理方法和流程的研究,找到了一个切实有效的途径来对民机研制中的设计偏差进行严格的控制和管理,保证了设计的最终符合性。     

全尺寸飞机大展弦比机翼静力试验技术研究

在大展弦比飞机的机翼承载能力试验中,试验加载方向会因其大变形发生变化。本文以全尺寸结构机翼为研究对象,提出一种试验加载技术,最大程度实现机翼载荷的准确施加。通过此静强度试验,很好地解决了机翼试验大变形加载问题,具有较大的现实意义和应用价值。     

民机项目研制设计过程质量管理

依据国际航空航天质量系列标准要求、SAE ARP4754A民用飞机与系统研制指南要求以及项目管理相关知识,提出了民机项目研制设计过程质量管理模型,阐述了设计质量保证以及设计质量控制的具体内容和方法,总结了设计过程质量数据以及数据的统计分析方法,并提出了设计质量改进的具体措施。     

多载荷耦合作用下飞机液压管路应力分析

在飞机液压系统高压化、轻量化的发展趋势下,研究液压管路的应力及其规律非常重要。综合考虑内部压力和机体变形载荷的作用,对某型飞机液压系统一段液压管路进行了应力数值计算、仿真分析和试验验证,通过三者的对比与分析,验证了仿真分析方法的正确性,为进行全机液压管路静强度服役性能分析奠定基础。对现代飞机中液压管路设计具有一定的工程实践和理论指导意义。     

民机研制双五归零在质量问题中的应用

对民机设计、制造、试验及试飞等过程中出现的质量问题,采用一般的归零方法,不能有效地解决问题,为此采用双五归零的方法,首先给出了双五归零的定义及其解释,结合飞机某部位发生的质量问题,按照双五归零的思路和方法,从问题定位和原因分析、机理分析、问题复现,采取有效的措施、举一反三等5个方面对问题进行了完整的分析,以彻底关闭该问题。通过对双五归零的介绍和应用,以指导设计中的质量问题归零。     

民机研制双五归零在质量问题中的应用

对民机设计、制造、试验及试飞等过程中出现的质量问题,采用一般的归零方法,不能有效地解决问题,为此采用＂双五归零＂的方法,首先给出了双五归零的定义及其解释,结合飞机某部位发生的质量问题,按照双五归零的思路和方法,从问题定位和原因分析、机理分析、问题复现,采取有效的措施、举一反三等5个方面对问题进行了完整的分析,以彻底关闭该问题。通过对＂双五归零＂的介绍和应用,以指导设计中的质量问题归零。