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本文研究了不同的长桁-蒙皮截面积比例对复合材料承压板屈曲载荷的影响。选用典型飞机加筋壁板铺层比例,结合常用的复合材料的设计限制完成了蒙皮和长桁铺层设计。并利用ABAQUS有限元软件建立模型进行线性屈曲计算,结果表明加筋板的屈曲载荷出现两处极大值点,分别为长桁/蒙皮"等屈曲点"和"等截面积"点。计算结果与试验一致,结论可供飞机复合材料承压加筋板类的结构设计参考。 相似文献
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正本文针对四类蜂窝夹层结构在轴压载荷下屈曲及破坏载荷、模式进行试验及试验结果分析,所得结论可应用于蜂窝夹层结构初步设计,并将有益于验证蜂,夹层结构在轴压载荷下屈曲分析及极限承载能力评估方法,具有较大工程应用价值。 相似文献
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飞机强度计算需要对原始输入载荷进行严重载荷筛选,其中飞机动载荷考虑了时间历程下的动响应,采用单值包线筛选法进行载荷筛选效果不明显。针对以上问题,提出了一种容差控制的筛选方法,基于单值包线筛选结果,采用程序对飞机各站位严重工况值进行筛选,以满足1%容差为前提,进行严重工况合并。以侧向连续突风载荷对机身产生的侧向弯矩My为例,机身严重工况从58种缩减到7种,缩减工况数达88%。 相似文献
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在民用飞机机身结构设计中,长桁端部连接设计是飞机设计的难点之一。在机身壁板强度分析时,长桁接头主要以静强度为判定标准,而在受拉区域则需考虑其疲劳性能,而长桁和框连接钉的载荷是决定其疲劳性能的关键参数之一。本文通过对长桁端头连接的简化,利用MSC.PATRAN/NASTRAN中的紧固件模块进行模拟和分析,给出了长桁端部连接优化的斜削方案,供设计者参考。 相似文献
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机翼梁加筋腹板主要承受剪力,屈曲是其重要的失效模式,临界屈曲载荷是其结构强度的重要表征。在飞机结构设计中合理增加筋条来减小腹板的尺寸,既可以提高腹板的临界屈曲载荷,也可以适当减轻结构重量。文章通过数值计算(有限元非线性分析)结果来说明合理设置加强筋止裂筋对提高梁腹板临界屈曲载荷的贡献。 相似文献
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本文介绍了国外机身壁板鼓胀效应研究的理论背景,在国内首次提出了一种新的基于有限元计算的机身壁板鼓胀效应研究方法。通过ANSYS建立有限元模型,模拟了某型飞机机身壁板框间裂纹,框下裂纹(框完好)和框下裂纹(框断开)3种情况下的鼓胀效应。通过对ANSYS软件进行二次开发,计算了这三种情况不同裂纹长度组合下的应力强度因子,并与平板理论解进行了对比分析。 相似文献
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本文旨在通过对比飞机中广泛运用的机身壁板结构的压损稳定性试验和"板元法"[1]分析结果,得出航空设计中常用的工程算法"板元法"的保守量,供航空设计师参考。本文选取常用铝合金长桁进行压损稳定性试验,选取了"Z"形和"T"形两种飞机设计中常用的型材,而每种截面又选用了两种不同的材料,同时采用板元法对此进行理论分析,对比试验结果和板元法分析结果,最终发现:对于单根长桁,"板元法"算法具有10%~15%左右的保守量,而对于组合长桁,"板元法"保守量则要降低,大约为3%~10%左右。 相似文献
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FAR127修正案中的795b1,b2条款对运输类飞机的驾驶舱、客舱烟雾保护能力提出了要求,本文对795b1.b2条款和对应的咨询通告进行了分析,研究了条款的内容和符合性方法,为运输类飞机驾驶舱和客舱烟雾保护能力的设计和适航验证提供了支持。 相似文献
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客舱压力控制和监控系统(CPCS)控制飞机座舱内的增压,确保旅客和机组在飞行中的安全和舒适。在飞行的各个阶段,客舱压力控制器(CPC)根据增压程序全自动地控制外流活门的开关及开关速度,进而控制排出座舱的空气量,以达到控制座舱压力及限制压力变化率。如果自动系统不工作,机组将人工控制外流活门开度,座舱由自动增压转为人工增压。为防止增压系统失效,空客319飞机在机身的后承压隔框处装有两个安全活门,当内外压差达到设定值时,安全活门打开,防止在机身的压力太高或者太低损伤飞机结构。 相似文献
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在结构的失效形态中,屈曲是其中一种。由于屈曲导致结构的不稳定,对于结构的设计来说是致命的,因为通常在结构强度还没有达到极限时就发生了屈曲。屈曲分析是一种用于确定结构开始变得不稳定时的临界载荷和屈曲结构发生响应时的模态形状的技术。在经典屈曲问题中,当力较小时系统是稳定的,而当力较大时系统就变成不稳定的。系统转变为不稳定时的力的数值称为临界载荷,通常记作Pcr。确定压杆临界载荷的理论分析方法有两种:一是根据临界状态的静力特征而提出的静力法,即采用理论解-经典欧拉解(小变形);二是根据临界状态的能量特征而提出的能量法。本文对压杆的稳定问题分别采取经典欧拉解法、能量法和ANSYS程序数值解等三种方法进行屈曲分析。 相似文献
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大型水陆两栖飞机承载着森林灭火、海上救援等特殊作业任务,需要频繁地在水上起飞和降落,机身承受着着水撞击的压力和高速滑行时的水动压力。为了保证大型水陆两栖飞机水上起降时的安全性,研究了飞机着水载荷系数的计算方法。结果表明,三种方法的计算结果差异在3%左右,满足工程计算分析要求,为飞机结构设计提供了参考。 相似文献