飞机机翼微小创伤修复模具的设计

针对飞机机翼被鸟击后的快速修复提出了简便、经济、精确的精模衬垫微敲修复法,该方法的关键是衬模设计,为此分析了机翼微小创伤的修复原理,提出了三种修复方案,并对比其优缺点,最终以木质叠板为衬模材料,三坐标测量仪为数据获取工具,数控铣床及磨床为加工设备的理念完成机翼衬模的设计,并得到实际应用验证,其结果良好能够满足修复要求。     

A380机翼翼肋材料更改引发的思考

复合材料越来越多地应用在民用飞机大展弦比机翼壁板和翼梁上，然而翼肋的材料面临着选择复合材料还是金属材料两难的境地。A380机翼初期采用复合材料翼肋。2012年后机翼翼肋更改为铝合金。文章首先对机翼主盒段翼肋的功能和载荷进行分析，然后对A380机翼翼肋材料更改过程进行详细介绍、对空客翼肋材料的选择趋势进行梳理、对翼肋选用复合材料进行理性的思考，最后形成初步结论，以便对复合材料机翼的翼肋选择材料起到借鉴作用。     

空中客车的“空中奇遇”

RHC Lifting公司为位于北威尔士(North Wales)布洛顿(Broughton)的空中客车A380机翼组装工厂安装了8台新型悬挂式起重机,并设计了一台专用的起吊设备。     

典型损伤对复合材料机翼振动特性的影响

利用大型商用软件MSC.Patran建立了某型无人机复合材料机翼的有限元模型。在机翼中分别模拟了蒙皮分层、蒙皮与翼梁翼肋脱粘以及翼梁裂纹这3种典型损伤,通过与无损伤复合材料机翼固有振动频率进行比较,分析了损伤位置和大小对机翼振动特性的影响。结果表明:3种典型损伤一般不会引起机翼各阶振动模态的改变,但会使各阶振动频率发生变化;对各阶振动频率的影响既与损伤位置有关,也与主承力结构的损伤程度有关;蒙皮分层和翼梁裂纹出现在机翼根部时对机翼振动频率的影响最明显。     

竞赛机翼结构的优化设计与验证

要使复合材料轻质高强的优势得到充分发挥,在给定设计条件下开展复合材料结构的优化设计研究是十分必要的。以SAMPE超轻复合材料竞赛机翼为研究对象,根据给定的外形及工况,基于Hyperworks软件的Opti Struct分析和优化模块,对机翼的结构形式、铺层位置、铺层方向、铺层厚度等进行了优化设计,结合实际制造时的工艺性等,确定出了一款复合材料模型机翼的优化设计方案。基于该优化设计方案开展了模型机翼的制备与试验研究工作,并根据试验结果进行了进一步的改进,最终得到了该赛事组织以来满足承载及变形要求的最轻的一个机翼。     

大管道风烟流量测量装置在火电厂的应用

截面积大、直管段短是火力发电厂风量测量存在的共性问题,通过对造成风量测量困难的风管路系统特性分析,及当前风量测量的装置成功改造的前后的效果对比,为当前风量测量装置的选型提供一定借鉴作用.     

基于SolidWorks和ANSYS直升机机翼有限元应力的对比分析

利用Solid Works Simulation软件对一种直升机机翼进行有限元应力分析,然后利用ANSYS Modal进行结构应力分析,初步得出Solid Works Simulation软件所得出的最大应力、最大位移、最大应变与ANSYS Modal的分析结果相比比较接近,因此,可以利用Solid Works Simulation软件进行一些简单的零部件进行应力分析,这样可以提高效率,减小工作量。     

基于智能夹层的复合材料柔性蒙皮变形测量研究

探索变体机翼蒙皮拉伸变形测量的可行性,对波纹式复合材料蒙皮的变形测量方法进行研究。通过新配方制作了波纹式蒙皮试件,对其进行力学拉伸试验,分析蒙皮的力学性能。制作模块化的智能夹层,对安装在蒙皮上的智能夹层输出特性进行测试,并与直接粘贴在蒙皮表面的应变片输出特性进行对比分析。结果表明:通过新配方制作的柔性蒙皮线弹性范围达到0~7%;在蒙皮线弹性范围内智能夹层能有效测得应变数据,其应变灵敏系数相对于应变片由2.08降至1.84;由应变反推的蒙皮伸长量与实际伸长量较吻合。     

飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量评估方法

为了对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量进行评估,本文首先对飞机机翼缘条结构中常用的BXXX铝合金紧固孔试件分别开展了高、中、低3种应力水平下的疲劳试验,通过断口判读和反推得到3组关于裂纹长度a和疲劳寿命t的（a?t）数据,在此基础上应用当量初始缺陷尺寸（EIFS）控制方程对每个试件的EIFS值进行计算并初步评估,验证了在不同应力水平下紧固孔结构细节的EIFS无显著性差异;得到了紧固孔结构细节的裂纹萌生时间（TTCI）分布,在指定应力水平下对紧固孔结构细节95%置信水平下的经济寿命进行预测,并与设计寿命进行对比,提出了一种不同超越概率P下的结构细节当量初始缺陷尺寸模型,基于给定5%的裂纹超越概率,对结构细节的通用EIFS分布进行评估。通过以上对飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量的三重评估,得到综合评估结果:飞机机翼缘条紧固孔细节原始疲劳质量满足要求。      

复合材料机翼结构相似颤振模型的设计与实验验证

为了进行颤振实验, 依据原始金属模型, 根据结构相似方法和刚度相等的原则, 提出了基于设计元素的复合材料结构设计方法, 建立了结构缩比和复合材料结构设计软件, 并分别设计了复合材料机翼盒段和机翼模型。采用低模量复合材料制造, 进行了模态实验和风洞实验。实验结果与理论值吻合较好。设计的梁架2蒙皮复合材料机翼模型实现了结构和动力学相似, 相对于传统的蒙皮不传递载荷的梁架-维形颤振模型有了质的飞跃。