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地面校准试验是采用应变法测量飞机起落架使用载荷的关键。以往的起落架载荷校准试验是将起落架从飞机上拆下来,固定在专门研制的夹具上实施。受飞机模型在风洞吹风中采用的六分量应变天平启示,我们研制了专门用于起落架载荷校准试验的六分量应变天平,实现了飞机起落架与机体真实连接状态下载荷校准,模拟了起落架真实使用状态下的受载情况,提高了试验精度,缩短了试验周期,节省了试验成本。 相似文献
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高速轴在工作过程中惯量大,受到的载荷也存在变化,持续变化的载荷可能存在应力集中影响轴的使用寿命。在UG中建立好轴的模型后导入ANSYS workbench定义材料属性并添加轴的约束和随时间变化的载荷,进行瞬态动力学分析得出变载荷下的应力及位移变化情况,结果表明符合轴的强度设计要求。 相似文献
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<正>当前，飞机飞行载荷标定主要采用应变法，即首先在飞机结构部件如机翼、机身、垂尾、起落架上粘贴应变传感器，根据弯矩、剪力、扭矩等不同载荷类型测量需要组成相应应变电桥，随后进行地面载荷标定试验，建立结构载荷与应变之间的关系，即载荷-应变模型。然而，考虑到应变法存在不少问题，如应变计受物理损坏、温度、疲劳、黏结剂老化、电磁干扰等，而且传统应变计在测量大面积范围应变时，测点多，改装工作量大等。因此，探索一种基于新的物理参量来表征载荷显然是有必要的。 相似文献
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轻型飞机,无论是单翼机还是双翼机,为了方便运输和存储,机翼通常都做成可折叠的。准备飞行时,将机翼展开,锁销插好;飞行完毕后,将锁销拆下,机翼折叠到与机身平行的状态,大大减小了机身的宽度,方便了运输和存放。 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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某型直升机主起落架小升力系数下的着陆性能研究 总被引：1，自引：0，他引：1
直升机起落架的主要作用为在着陆时吸收着陆能量,并降低冲击载荷。按GJB720A《直升机强度规范》的要求,直升机着陆时的升力系数取值不小于2/3,但规范对于升力系数小于此值的起落架性能表现没有明确要求。本文结合某型直升机主起落架外场问题,基于主起落架着陆动力学分析模型,计算其小升力系数下的着陆性能,计算结果与试验相吻合;同时对缓冲器提出了简单的优化方案,以使其在不同升力系数下性能均能满足使用要求。 相似文献
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在轧机主传动系统中,万向接轴是十分关键的部件,其结构十分复杂,工作过程中需要承受随机冲击转矩。本文对轧机主传动万向接轴的受力特点进行了分析,并对其疲劳设计进行了探析,指出疲劳设计载荷应为轧机冲击扭矩载荷谱,并且,所设计的方法同样可以应用于具有相同载荷特征的机械零件的疲劳设计中。 相似文献
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机翼是飞机飞行必不可少的组成部分,了解其在飞行过程中周围流场的状态对设计者在设计机翼结构时起到非常关键的作用。利用ANSYS-CFX软件建立飞机机翼有限元模型,通过建模和设置边界条件分别对机翼低音速,超音速和临界音速三个约束条件下机翼的状态进行分析,得到相应的数据及云图。分析结果得出在飞机飞行过程中,机翼周围的流速与压力大小成反比,并且机翼最前端所受的压力最大,同时由压力云图可以得出,飞机在接近音速条件下其周围所受的压力最大,在飞机突破音障之后,机翼周围的压力反而减小。同时由仿真结果得到一些重要数据,为高空飞行时机翼的设计和改进提供了数据依据。 相似文献
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当今复合材料广泛应用于各行各业,航空领域对复合材料的需求日益旺盛,本文基于第十届SAMPE超轻复合材料机翼学生竞赛所要求的的材料和外形尺寸为设计前提,对机翼进行三点弯实验时使机翼在中心对称面处的位移不超过两英寸同时不发生破坏为约束,在最大载荷达到11k N时使机翼的总重量最小为优化目标。通过使用Altair公司的有限元软件——Hyperworks进行仿真模拟分析,使用Hyperworks里的Optistruct求解器对复合材料机翼进行拓扑、自由尺寸、尺寸、顺序等优化设计并结合制造工艺约束,确定出一款性能优越的高强度超轻复合材料机翼方案。并根据该优化出的方案进行试制与试验,根据试制和试验的总结得出改进措施,最后制作出一款高性能的机翼。 相似文献
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本文以运输类飞机的机身壁板为研究对象,对其进行轴压压载荷作用下屈曲的试验研究,通过引入分散率的控制方法,得到了合理的壁板轴压初始屈曲载荷及破坏载荷。同时对运输类支线飞机机身蒙皮轴压弹性屈曲稳定性控制要求进行了探索,得到合理的控制为后续的设计工作提供参考。 相似文献
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《黑龙江科技信息》2020,(5)
某型公务机采用偏转左右机翼后缘的两片襟翼来增加飞机的升力、减小飞机的最小失速速度、增加飞机降落时的阻力。襟翼控制系统的作用是用于驱动襟翼的偏转并克服襟翼上的气动载荷。襟翼控制系统的设计载荷是系统的重要输入之一,它直接决定了系统的输出功率及系统零部件的强度刚度,设计载荷的根本来源是襟翼翼面上的气动载荷,气动载荷需要考虑在不同的襟翼构型下的载荷工况,此外设计载荷还需要综合考虑襟翼控制系统故障及襟翼卡阻情况。通过从CCAR23部适航规章中针对襟翼载荷的条款入手,确定襟翼力矩限制器的限制力矩,再结合襟翼控制系统故障状态时的载荷最终计算出作动器的极限载荷;这种设计载荷分析方法逻辑严密并对CCAR23部飞机采用相似架构的襟翼控制系统具有普适性,对操纵面控制系统的载荷设计具有指导意义。 相似文献