客机水上迫降动强度有限元分析
飞机强度分析流程
飞机强度分析流程
飞机强度分析流程主要包括以下几个核心步骤：
1. 结构建模：建立飞机各部件详细的三维几何模型，并采用有限元法将其离散为有限元网格。
2. 载荷识别：确定飞机在各种运行状态下（如起飞、巡航、降落、极限机动、地面载荷等）承受的静态与动态载荷。
3. 分析计算：运用专业软件进行结构静强度分析（静态应力、应变）、疲劳分析（寿命预测）、颤振分析（振动稳定性）及损伤容限分析等。
4. 标准符合性审查：对照适航规章与设计规范，检查结构强度指标是否满足安全性要求，包括应力/应变限制、疲劳安全系数、结构完整性等。
5. 结果评估与优化：针对计算结果进行评估，若超限则进行结构修改与优化设计，直至满足所有强度条件。
6. 实验验证：通过全机静力试验、疲劳试验等实测数据验证分析结果的准确性，并据此进一步完善设计。
飞机迫降水面分析
θ vy
vxBiblioteka x水面图 2．飞机刚接触水面时的切面图
4
y F
窗口
vx
水面
θ
vy
h
x
图 3．飞机在水中受力分析图
在 t = 0 时刻,飞机刚好与水平面接触，则在 ∆t 内与水面接触的面积：
∆S = vy (t)D ∆t sin θ
（3）
时间 t 内飞机与水面的接触面积：
∫ S =
t
vy
(t)D dt
0 sinθ
飞机与水面的夹角与速度之间存在着密切的关系，当水平方向的速度与竖直 方向的速度之比越大，其相对应的角度也越大，做出在不同比值的情况下垂直速 度与角度之间的关系图，如图 6 所示。
由表 1 可知 A320 的降落时与水平面的仰角角度为 11°(加减 0.5°)。 4.2 问题二的模型建立与求解 4.2.1 问题二的模型建立
2
三、模型的假设与符号说明
3.1 模型假设 （1）飞机从迫降到水面至静止，飞机的姿态不变； （2）波浪的波形为规则的机械波； （3）不考虑空气阻力在飞机迫降到水面后的过程中的影响； （4）飞机在与水面接触时不发生跳跃； （5）飞机在未受到损伤时的密封性良好； （6）飞机在迫降过程中不发生翻转。 3.2 符号的说明
对于问题(2)，在问题(1)的基础上进一步分析，因海面上波浪的波形非常复 杂，故将波浪的形状简化为锯齿状。对飞机与波浪进行运动学理论和空间几何分 析，把速度和力转化在锯齿面上，建立模型和求解。最后得出飞机在有风浪的水 面迫降时，飞机与水平面的夹角关系式。以 A320 为例，解得飞机与锯齿面的夹 角为 0°（加减 1°），对此飞机应尽可能与波面平行迫降。
vx0 ：水平方向的初速度；
关于飞机起落架撑杆强度的有限元分析
关于飞机起落架撑杆强度的有限元分析飞机在日常飞行中，对起落架的强度要求特别高，它不仅要承受飞机起降时的冲击，而且要持续承受不同类型的负荷，为了使飞机的安全性更高，在起落架的结构设计中，要求运用更加精确的方法来计算承载力和强度。
为此，有限元分析成为起落架设计的重要手段之一。
有限元分析是一种用于计算工程系统的数学方法，它将复杂的几何形状几何分成许多小的元素，在此基础上，可以通过数值模拟计算，来计算材料、结构和负载之间的相互作用，用以研究有限元素装配而成的结构的性能。
将有限元分析应用到飞机架设计中，可以对飞机起落架不同部分的材料、尺寸以及负载的特性进行精确的计算，从而更好地确定杆件的结构尺寸、材料和强度在计算起落架撑杆强度中，通常需要考虑撑杆在不同负载下的变形，这是因为撑杆在负载作用下，形状会发生变化，从而影响撑杆的承载力及强度。
使用有限元分析来计算撑杆的变形，有利于获得准确的受力和变形，从而更好地确定撑杆的强度。
首先，可以计算出撑杆负载作用下的总体受力，然后，针对撑杆的几何形状，可以将撑杆分解成多个小的结构元素，再对每一个结构元素进行有限元分析，最后，可以计算出撑杆在最大负载下达到稳定状态时的强度，从而更准确地确定撑杆的强度要求。
此外，有限元分析还可以用于计算撑杆的疲劳强度，考虑到撑杆在日常飞行中，可能会遭受多次的负荷变化，通过有限元分析，可以计算出撑杆在疲劳作用下的变形，确定撑杆的疲劳强度，从而保证飞机的安全性。
综上所述，有限元分析为飞机起落架设计中的撑杆强度分析提供了一种精确、有效的计算手段。
它可以帮助我们分析撑杆在不同负载下的变形特性，从而更好地确定撑杆的结构参数、材料和强度。
有效地使用有限元分析可以使飞机的安全性得到保证，这也是我们在搭建飞机起降架时应当考虑的重要因素。
关于飞机起落架撑杆强度的有限元分析
关于飞机起落架撑杆强度的有限元分析摘要：作为连接飞机与起落架的关键件，撑杆设计将直接影响飞机的起落安全。
基于这种认识，本文在分析飞机起落架撑杆受力情况的基础上，使用有限元分析法对撑杆的强度展开了分析。
而经过分析可以发现，撑杆将在飞机起落过程中出现较大变形，所以还要增加撑杆的强度，才能为飞机起落提供更多的安全保障。
关键词：飞机起落架；撑杆强度；有限元分析引言：在飞机起落的过程中，撑杆将起到缓冲和控制支柱受力的作用。
所以，只有拥有较大的强度，撑杆才能够提供足够的扭矩作用，从而确保飞机的安全起落。
因此，有必要利用有限元分析法对飞机起落架撑杆强度展开建模分析，从而更好的加强飞机起落架的撑杆设计，继而为飞机起落提供更多保障。
1飞机起落架撑杆的受力情况分析在飞机起飞和降落的过程中，轮胎触地点的集中力将作用在主起落架上。
从力的传递过程来看，通过轮胎触地点和机轮中心这两个作用力点，地面载荷会被传递至活塞杆。
通过活塞杆与外筒之间密封的高压油气混合体的油液压力，则能够使地面载荷在筒轴线方向上的分力得到平衡。
而在垂直与筒轴线方向，地面载荷的分力将会通过活塞杆与外筒的接触面传递至外筒上。
经过扭力矩，其产生的扭矩将传递至外筒。
而通过斜撑杆和上接头与机身的连接，最终外筒会将这些载荷和转矩传递给机身。
由于飞机落地是动态的撞击过程，所以随着飞机轮胎的接地，飞机起落架将承受不断变化的力[1]。
想要对飞机起落架支撑杆最大变形的部位和时刻进行分析，还要使用流体动力学的动静法，并且选取起落架受撞击力最大时刻进行研究与分析。
在该时刻，飞机起落架支撑杆到支柱顶端转轴的垂直距离可以设定为d，其与支柱的夹角可以设定为θ，其为支柱提供的支撑力可以设定为F。
而支柱中心到轮轴中心距离可以设定为a，轮胎垂直反力则为Fu，轮轴中心垂直受力为Pv。
根据公式F=Pv*a/d可知撑杆的受力情况，而根据M=Pv*a可知斜撑杆下端的弯矩。
由于是对飞机垂直着陆进行分析，所以能够使地面产生的航向摩擦力得到简化，因此可以只对垂直方向的撑杆受力状态展开分析。
民用飞机水上迫降数值模拟分析
２ ０ １ ３年 １ ２月 源自计 算 机 辅 助 工 程
Ｃｏ ｍｐ ｕｔ ｅ ｒ ’ Ａｉ ｄ ｅ ｄ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ
Ｖｏ １ ． ２ ２ Ｎｏ ． ６ Ｄｅ ｃ． ２ ０１ ３
文章编号 ： １ ０ ０ ６—０ ８ ７ １ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ６ — ０ ０ ５ １ ． ０ ４
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飞机设计中的结构优化问题
飞机设计中的结构优化问题随着科技的不断进步，飞机的设计和制造都在不断地更新和优化。
在这个过程中，结构优化问题是设计过程中最重要的问题之一。
飞机的结构优化可以使得飞机在运行时更加稳定和安全，同时也可以降低飞机的重量和燃油消耗，提高其性能和效率。
本文将介绍一些在飞机结构优化中常用的技术和方法。
一、有限元分析有限元分析是一种将复杂结构转化为简单元素的技术，在计算结构的强度和应力时非常有用。
在飞机的结构优化中，有限元分析可以帮助设计师分析每个构件的强度和应力，从而优化整个结构。
例如，在飞机的机翼设计中，通过有限元分析可以确定每个杆件的尺寸和材料，以保证该机翼在振动和扭转等条件下具有足够的强度和刚度。
二、材料优化材料优化是另一个重要的结构优化问题。
选择正确的材料可以减轻飞机的重量，减少燃油消耗并提高性能。
例如，将使用碳纤维材料代替传统的金属材料，可以大幅降低飞机的重量，并提高飞机的航程。
材料的选择需要根据其物理和机械特性进行评估，并考虑它们在不同环境和运行条件下的稳定性。
材料的浸渍和处理也需要进行优化，以确保其达到最大的性能。
三、结构优化结构优化是指通过重新设计飞机的整体结构来改善其性能和效率。
例如，在机翼设计中，构造一种更优秀的翼型可以改善机翼的升力和阻力特性，从而提高飞机的性能和效率。
在此过程中，使用计算流体力学技术和数值模拟可以提高结构优化的精度和速度。
四、分析和测试在结构和材料的选择阶段，分析和测试是非常重要的。
飞机的结构需要通过计算和实验进行验证，以确保其稳定和可靠的运作。
例如，在飞机的杆件连接处使用X光和超声波技术检测可以发现结构缺陷，以及锁紧螺钉的质量和配合程度等。
总之，在飞机的结构优化中，需要使用多种技术和方法。
这包括有限元分析、材料优化、结构优化，以及科学的分析和测试。
结构优化可以提高飞机的性能和效率，让飞机更加安全，更加舒适。
飞机结构强度分析及优化研究
飞机结构强度分析及优化研究一、引言飞机结构的强度是决定飞机性能和可靠性的重要因素之一。
在考虑降低飞机重量和提高结构强度的情况下，优化设计方法已成为飞机结构强度分析和设计中不可或缺的工具。
本文将探讨飞机结构强度分析及优化研究的现状和应用情况。
二、飞机结构强度分析方法1. 有限元方法有限元方法是目前最常用的结构强度分析方法之一，其基本思想是将结构分解为有限数量的单元，每个单元可以独立地进行计算和分析。
这种方法具有计算精度高、适应性强、计算速度快等优点，被广泛应用于飞机结构的分析和设计中。
2. 解析法解析法利用数学模型和相关公式对结构进行分析，计算结果具有自证性和可靠性，但适用范围有限，只适用于结构比较简单的情况下。
3. 实验法实验法是通过物理试验来验证结构强度，具有最高的准确度，但成本较高，时间较长，且不一定能覆盖到所有结构。
三、飞机结构强度优化方法1. 材料优化选择合适的材料可以有效提高结构强度，例如使用高强度、轻质材料可以降低飞机重量、提高性能。
另外，优化各种材料的使用方式，如在厚度方面的均匀分布、弯曲等方面实现最佳的使用效果。
2. 结构优化对于结构进行优化，例如优化翼型、机身外形、墙壁和支撑系统等，可以提高飞机的稳定性、抵抗外部环境的作用和减少飞行过程中的空气摩擦、气动阻力等。
3. 荷载优化考虑到飞机的使用环境、工作负荷等方面的问题，对设计荷载进行优化，既能保证飞机的强度，又能合理地利用和分布荷载。
四、结构优化实例1. 减重优化减少飞机重量，提高性能是结构设计优化的核心问题。
首先，我们可以通过优化材料的选择和使用方式来达到减重的目的。
例如，在飞机机身结构中，利用复合材料替代铝合金可以提高结构强度，并使得结构更轻盈。
2. 翼型优化完美的翼型设计可以显著降低空气阻力、增强稳定性和减少飞行噪音。
例如，由于飞机上部分设计会产生气流的分离现象，应该利用颠簸板等技术进行优化，减少空气流出的阻力和噪音。
3. 荷载优化对于飞机的合理荷载分配，可以保证飞机各部分强度达到标准，并减少材料的使用。
朱胜利_基于RADIOSS的飞机水上迫降仿真分析
基于RADIOSS的飞机水上迫降仿真分析The Simulation of Aircraft Ditching Based onRADIOSS朱胜利 范 林 索小争中航工业一飞院 陕西西安 710089摘 要：文中建立空气-飞机-水体有限元模型，并采用RADIOSS 求解器对飞机水上迫降缓冲过程进行求解。
通过仿真进行了飞机气动特性分析并研究了飞机外表压力和速度分布情况，满足安全迫降缓冲过程的相关要求。
关键词：流固耦合 水上迫降 气动特性 RADIOSSAbstract: In this paper, the finite element model of air - jet - water has been established, and using RADIOSS solver to solve aircraft ditching buffer process. Through simulation on the aircraft aerodynamic characteristics analysis and study the pressure and velocity distribution of plane appearance，and meet the landing buffer process safety requirements.Keywords: fluid structure interaction, Ditching, Aerodynamic characteristics, RADIOSS 0 引言水上迫降指着陆场在海洋，湖泊等水面上，水上迫降危险性高于陆地迫降。
飞机在存在安全隐患或者被劫持的情况下要进行被迫降落，迫降时一般要求飞机燃油保持基本耗尽状态，避免发生大火和爆炸。
水上迫降性能是飞机安全性的重要内容之一,一旦迫降失败,将引起乘客的伤亡和极大的财产损失,因此飞机的水上迫降性能值得研究。
基于有限元分析的航空液压系统设计优化
基于有限元分析的航空液压系统设计优化航空液压系统是飞机的重要组成部分之一，主要用于驱动舵机、起落架、刹车等功能的实现。
航空液压系统的设计和优化对保证飞机的高效和可靠运行至关重要。
在航空液压系统的设计过程中，有限元分析是一种重要的优化设计方法。
本文将从以下几个方面介绍基于有限元分析的航空液压系统设计优化的相关内容。
一、基本原理有限元分析是一种数值分析方法，可以将复杂结构分成有限数量的单元，并将每个单元的行为用数学方程表示出来。
有限元分析方法包含建立数学模型、选择适当的单元、建立边界条件、求解方程、检查结果等步骤。
在航空液压系统的设计过程中，有限元分析可以用于确定液压系统的主要变量，如流量、压力、温度、密度等参数。
通过数学建模和优化分析，可以对系统进行优化设计，以实现系统性能的最佳化。
此外，有限元分析还可以评估系统的可靠性、寿命、刚度等方面的性能指标。
二、液压系统的设计航空液压系统通常由液压油箱、泵、执行器、控制阀、传感器和连杆等组成。
设计液压系统时需要考虑以下因素：1．输出和需求：液压系统的输出量必须与需求相匹配，以实现系统的预期性能。
2．机械特性和协调性：应根据液压系统的负载特性（如压力、流量和阀门调整速度等）选择合适的执行器和控制阀门。
3．传动装置设计：在设计过程中必须满足传动装置的刚度、精度、传动效率以及减震和抗振动性等方面的要求。
4．工作介质的选用：工作介质通常是液态液压油，应根据系统设计和使用要求选择合适的液压油种类和油品级别，以确保系统的正常运行。
三、优化设计优化设计是通过有限元分析对液压系统进行优化，以改善系统性能、减小成本和降低风险。
优化设计的基本步骤包括以下几个方面：1．建立数学模型：通过数学建模将液压系统中的各个组件和各个参量用数学表达式表示出来。
2．选择适当的单元和边界条件：在有限元分析中，应根据系统设计要求选择适当的单元和边界条件，并对不同组件设置适当的连接。
3．求解方程：将数学模型转化为方程组，应用数值计算方法对方程组进行求解。
航空航天工业中的飞机结构强度分析方法
航空航天工业中的飞机结构强度分析方法航空航天工业是一个高度复杂且具有极高风险的领域，对于飞机的结构强度进行准确的分析至关重要。
飞机的结构强度分析是确保飞行安全、保证航空器性能和寿命的重要环节。
本文将介绍一些在航空航天工业中常用的飞机结构强度分析方法。
1. 有限元分析（FEA）有限元分析是目前广泛应用于航空航天工业中的一种分析方法。
该方法通过将结构划分为许多小的有限元单元，并在每个单元内对应力和变形进行计算，以更好地了解结构是否能够承受飞行中的各种载荷。
通过FEA可以得出不同部件的应力分布情况，帮助工程师进行设计优化、缺陷检测和结构改进。
2. 疲劳寿命分析疲劳是飞机结构失效的主要原因之一，因此疲劳寿命分析至关重要。
这种分析方法可以通过结合实验数据和数学模型来预估结构在长期飞行中所受到的应力和循环载荷。
疲劳寿命分析可以帮助工程师确定结构中可能出现的疲劳裂纹的位置和数量，并为设计和维修提供必要的信息。
3. 撞击分析撞击分析是指飞机在发生撞击或碰撞事故时对结构强度的评估。
这种分析方法可以通过数学模型和实验验证来预测和评估结构对撞击载荷的响应。
撞击分析可以帮助工程师评估飞机在可能的事故中的表现，确定可能的主要损伤位置和路径，并帮助设计更安全的飞机结构。
4. 静载分析静载分析是通过将静态力学原理应用于飞机结构，对飞机在地面和飞行中所受到的静态载荷进行分析和评估。
静载分析可以帮助工程师确定结构的最大应力点、变形情况、刚度和强度，并确定结构中的潜在缺陷。
这种分析方法对于设计优化、结构改进以及材料选择非常重要。
5. 模态分析模态分析是一种用于评估飞机结构自然振动特性的方法。
通过模态分析，工程师可以确定结构的固有频率、模态形状和模态参与因素。
这些信息对于避免共振现象、减少振动和提高飞机的安全性和舒适性至关重要。
在航空航天工业中，飞机结构强度分析方法的准确性至关重要，可以帮助工程师评估结构的可靠性和安全性，优化设计和减少飞行风险。
航空器结构强度分析与设计优化
航空器结构强度分析与设计优化航空器的结构强度是确保其飞行安全的重要因素之一。
在航空工程中，结构强度分析和设计优化是不可或缺的环节。
通过分析和优化航空器的结构强度，我们可以提高其性能，减少材料的使用，达到更好的安全性和经济效益。
本文将探讨航空器结构强度的分析方法以及设计优化的一些常见技术。
一、结构强度分析1.1 材料力学理论航空器的结构由各种材料构成，而材料的力学性质是进行结构强度分析的基础。
材料力学理论研究材料的应力、应变和变形规律，可以通过应用弹性力学、塑性力学和断裂力学等理论，来分析航空器受力时的应力和变形情况。
1.2 有限元分析有限元分析是一种广泛应用于航空器结构强度分析的计算方法。
它基于数值计算的原理，将复杂的结构划分为有限数量的单元，通过求解每个单元的力学方程，来得到整个结构的应力和变形分布。
有限元分析可以快速准确地对航空器的结构进行强度分析，并且可以考虑各种复杂的受力情况，如静力、动力和温度等。
1.3 载荷分析结构强度分析的一个重要步骤是进行载荷分析。
不同的载荷会对航空器的结构产生不同的影响，如重力、气动载荷、机载设备的振动和温度变化等。
通过对这些载荷进行分析，并确定其大小和作用方向，可以在结构设计之前预测航空器在不同工况下的强度情况。
二、设计优化技术2.1 材料优化航空器的结构强度可以通过优化材料的选择和使用来提高。
通过使用高强度、轻量化的材料，可以减轻航空器的重量，提高其载荷能力和燃油经济性。
同时，还可以考虑材料的寿命和可靠性，以确保航空器在整个使用寿命内的结构强度。
2.2 结构优化结构优化是指在保持结构强度的前提下，通过改进结构布局、减少材料的使用或改变结构形态等方式，来提升航空器的性能和经济效益。
优化设计可以通过有限元分析和数值计算方法来实现，通过调整结构的形状、截面尺寸和连接方式等，以最大程度地减小结构重量和功耗，同时提高结构的刚度和强度。
2.3 多学科优化航空器的结构设计涉及多个学科领域，如材料科学、工程力学、气动学和振动学等。
基于有限元分析的航空器起动电机结构强度优化
基于有限元分析的航空器起动电机结构强度优化航空器的起动电机是其正常运行的必要组成部分。
为了确保航空器安全地启动和顺利进行飞行任务，起动电机的结构强度优化是至关重要的。
本文将探讨基于有限元分析的航空器起动电机结构强度优化的相关内容。
首先，我们需要了解航空器起动电机的基本结构。
起动电机由外壳、转子、轴承、定子和端盖等部件组成。
其中转子和定子是起动电机中最重要的部件，它们之间的间隙和冷却方式对结构强度有重要影响。
因此，在进行强度优化时，我们需要特别关注这些关键部件。
有限元分析是一种常用的工程分析方法，可以模拟各种复杂的工程结构及其受力情况。
在航空器起动电机结构强度优化中，有限元分析可以帮助我们精确地预测各个部件的受力状况，并找到可能的强度问题。
通过对有限元分析结果的分析，可以优化部件的尺寸、形状和材料选择，以提高整体结构的强度。
在进行有限元分析之前，我们需要准备起动电机的几何模型和边界条件。
几何模型可以由计算机辅助设计（CAD）软件创建，边界条件包括装配条件、加载条件和材料特性等。
有限元分析软件可以导入几何模型并根据设定的边界条件生成相应的有限元网格。
然后，我们可以对模型施加不同的载荷，并通过分析有限元网格的应力和应变来评估结构的强度。
通过有限元分析，我们可以定量评估各个部件在受力状态下的强度。
对于转子和定子来说，我们可以通过这种方法确定其受力情况，并进行材料选择和优化尺寸设计。
例如，有限元分析可以帮助我们确定转子的转动惯量和受力分布，以选择合适的材料和优化转子的几何形状，以增强其承载能力。
类似地，有限元分析还可以帮助我们确定定子的受力情况，以选择合适的材料和强化定子的结构。
在进行结构强度优化时，我们还需要考虑其他因素，如冷却效果和振动影响。
起动电机在运行时会产生大量的热量，因此冷却是很重要的。
有限元分析可以帮助我们模拟冷却系统的效果，并优化冷却方式，以确保电机在高温环境下仍能正常工作。
此外，航空器起动电机的振动对于结构强度也是一个重要的考虑因素。
飞机设计中的有限元分析需求——Abaqus在航空工业中的应用
匮困～一～毪相设计中的有限元分析需求——Ａｂａｑｕｓ在航空工业中的应用■ＳｌＭＵＬＩＡ公司北京代表处赵友选随着计算机技术的进步和有限元计算方法的日益完善，使得有限元技术对飞机结构进行分析具有很大的优越性。
Ａｂａｑｕｓ软件是一个功能强大灵活的模拟工程的有限元软件，其解决问题的范围从相对简单的线性分析到许多复杂的非线性问题以及多物理场耦合问题，完全能满足飞机设计中对有限元分析的需求。
飞机总体设计中的应用在飞行器总体设计分析中要考虑的问题有：频率和振型，线性和非线性静态和瞬态应力，失稳分析，飞鸟和飞机的撞击，总体气动性能，飞机．发动机的气动匹配，军用飞机的雷达反射特性以及红外辐射特性等。
Ａｂａｑｕｓ强大的动力分析功能可以快速地进行模态和振型计算。
Ａｂａｑｕｓ可考虑多种因素对模态和振型的影响．可以准确地计算出飞行器在各种条件下的模态和振型。
通常，飞机机身有大量的连接．如铆接／焊接／粘结等结构．这些结构的处理是总体分析中极为重要但又难以处理的问题，Ａｂａｑｕｓ为处理各种连接结构提供了方便的功能，如网格无关的焊接定义和粘接单元等。
同时Ａｂａｑｕｓ／Ｅｘｐｌｉｃｉｔ为机身在振动、冲击等作用下的动力响应分析提供了有效的分析手段。
一方面软件自身提供了铆接、焊接、粘结等各种功能；另一方面显示求解方法在振动等瞬态分析中容易处理复杂的接触问题等因素。
全机静强度分析６２．中国制造业信息化２００８年１０月全机模态分析飞机各子系统中的应用机身飞机机身结构，都是典型的薄壁结构，一般是由蒙皮，隔框．长珩等组成．承受的主要载荷有：气动载荷，惯性载荷．地面载荷．动力装置载荷以及其他载荷。
机身骨架由梁组成，在传统的有限元软件中，梁单元的断面参数定义．模型检查．结果表示非常不方便。
而Ａｂａｑｕｓ前处理内置多种标准梁断面库，并允许用户自定义不规则断面形状库，使繁琐的梁断面参数定义变得简单、方便。
Ａｂａｑｕｓ强大而方便的建模及载荷处理功能，丰富的梁单元．杆单元．壳单元．三维实体单元，可方便，准确地对机身进行静力分析，动力响应分析（模态．颤振等）．失稳分析、损伤容限分析。
民用飞机水上迫降数值模拟分析
民用飞机水上迫降数值模拟分析徐文岷;李凯;黄勇【摘要】针对民用飞机水上迫降撞击压力问题缺乏合适的理论分析方法的问题,基于Dytran考虑水-空气两相流体与飞机结构之间的相互耦合作用,通过一般耦合算法实现流固耦合计算;对民用飞机水上迫降过程中机身底部着水压力载荷和着水过程中的飞机俯仰角进行有效数值模拟与水上迫降载荷处理.飞机结构入水时压力在初期达到峰值,然后衰减,在峰值过后会出现小幅波动.【期刊名称】《计算机辅助工程》【年(卷),期】2013(022)006【总页数】4页(P51-54)【关键词】水上迫降;流固耦合;俯仰角;载荷;数值仿真;Dytran【作者】徐文岷;李凯;黄勇【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部,上海201210;中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部,上海201210;中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部,上海201210【正文语种】中文【中图分类】V215.2;TB115.10 引言民用飞机进行延伸跨水域飞行(距离海岸线50 n mile)必须申请水上迫降型号合格审定.我国民用飞机适航条例CCAR-25-R4［1］也对水上迫降做出明确规定:跨水域飞行的飞机应按CCAR-25-R4中的水上迫降条款进行合格审定.在水上迫降过程中，飞机结构的完整性和受损伤程度直接影响飞机的漂浮时间，因此在飞机研制阶段应对飞机水上迫降载荷进行预估，以便在结构设计阶段考虑水上迫降载荷的影响. 水上迫降本质上是入水冲击问题，早期以试验研究为主，但是试验模型设计和制造复杂、周期较长.进入20世纪90年代后，在积累大量试验结果的基础上，水上迫降问题以数值模拟分析为主.本文采用商用有限元分析软件Dytran，考虑水-空气两相流体与飞机结构之间的相互耦合作用，对民用飞机水上迫降进行数值模拟计算，分析水上迫降过程中飞机的俯仰角、机体底部着水压力载荷的变化规律和机身着水底部局部压力载荷等.1 流固耦合方法用拉格朗日有限元法求解飞机有限元模型;流体(空气和水体)用欧拉有限体积法求解.［2］1.1 拉格朗日有限元法显式时间积分法运动微分方程为式中:为外载荷矢量;Cvn+Kdn为内力矢量;M为质量矩阵;an为加速度;C为阻尼矩阵;vn为速度;K为刚度矩阵;dn为位移.1.2 低阶欧拉算法流体流动问题和固体材料发生很大变形的情况主要使用欧拉方法.采用欧拉方法时，节点固定在空间中，空间则由相关节点连接而成的单元划分.分析对象的材料在网格中流动.将控制方程在流场中任意封闭曲面所包含的容积内进行积分，得到积分形式的流体的质量、动量和能量控制方程.式中:ρ为密度;u为速度;et为单位质量的总能量，等于单位质量的内能加上动能;T为作用于边界上单位面积的面力.2 有限元模型简介水上迫降数值模拟计算飞机有限元模型采用由二维壳单元组成的拉格朗日有限单元，壳单元主要选取四节点四边形板壳元和少量三节点三角形板壳元，空气和水体采用六面体欧拉单元，通过设置耦合面来实现拉格朗日单元与欧拉单元之间物理量的传递.飞机壳单元赋予刚体材料(MATRIG)属性，通过刚体属性参数卡片设置飞机有限元模型的质量、重心、惯性矩和惯性积，并通过卡片MATRIG定义飞机有限元模型的水平速度与下沉速度，通过执行卡片对飞机有限元模型施加重力场;通过状态方程对空气和水体施加初始条件.有限元模型见图1.图1 基于Dytran的飞机及流体有限元模型Fig.1 Aircraft and fluid finite element model in Dytran水体有限元模型采用六面体网格，在机身底部可能耦合的地方和水-空气交界的地方进行局部网格加密.用多项式状态方程定义水域内的压力状态，其中，压力是相对体积及比内能的多项式函数.［2-3］式中:p为压力;e为单位质量内能;μ = ρw/ρ0－1;ρ0为水的密度;ρw为参考密度;a1为水的体积弹性模量，a1=2.2 GPa.采用可压缩理想气体本构关系的材料定义空气，空气域内的压力用γ律状态方程模型定义气体的状态方程，其中压力是密度、比内能和理想气体比热比γ 的函数［2-3］，式中:ρ为空气总体材料的密度，在标准状态下ρ=1.08 kg/m3;γ为空气比热比，在标准状态下γ=cp/cV=1.4;e为空气单位质量的比内能，在标准状态下e=211401 J/kg.Dytran的欧拉自由面部分边界条件设置采用刚性墙边界方式.欧拉相交面部分的边界通过节点相容设置为共用节点.拉格朗日部分和欧拉部分的边界由耦合面定义.流固耦合采用一般耦合边界条件且采用快速耦合方法.3 飞机构型数据和有限元边界条件影响飞机水上迫降过程载荷的飞机构型参数主要包括质量特性和襟缝翼构型等，有限元边界条件主要包括飞机着水姿态、入水速度和水面状态等.3.1 飞机构型数据(1)质量特性.在数值模拟计算时，设置起落架为收起状态，采用标准航程最大着陆质量对应的重心状态进行分析计算.(2)襟缝翼构型.根据模型试验结果和文献［3］，襟缝翼设置为全开位置.3.2 有限元边界条件(1)着水姿态:根据文献［4］，选择12°作为水上迫降的初始俯仰角.(2)入水速度:水平速度选取63 m/s;根据文献［5］，下沉速度选取1.524 m/s.(3)水面状态:静水水面状态.4 数值模拟计算结果分析4.1 运动姿态在水上迫降过程中，飞机入水后先低头，经过0.75 s左右俯仰角降低至7°左右，然后逐渐抬头;再经过1.5 s左右抬头接近12°再次低头.飞机入水的俯仰角-时间曲线见图2.图2 飞机入水的俯仰角-时间曲线Fig.2 Curve of aircraft pitch angle vs time after ditching4.2 机身底部压力载荷分布通过数值模拟分析可知，翼吊发动机、低平尾飞机在水上迫降时，机身底部、发动机和平尾等在某些时刻均与水有接触.机身底部压力云图见图3，可知，飞机在入水后的初始着水时刻，机身底部压力基本为正压力，此时受到的冲击压力峰值为238 kPa;随着飞机机身后体沉入水中，机身底部后货舱门附近接触水面，机体尾部产生负压使飞机抬头，此时受到的冲击压力峰值为1.34 MPa;飞机不断入水，发动机接触水面，此时受到的冲击压力峰值为4.35 MPa.随着机身不断沉入水中，水体作用在飞机上的冲击压力载荷主要作用在水表面与机身相交的截面位置.由图3可知，机身底部中心位置压力载荷较大;机身底部和发动机等均承受相对较大的压力;飞机在着水初期，机身底部受到的水冲击载荷较大;随着飞机向前滑行，受到的水冲击载荷逐渐减小.图3 水上迫降过程机身底部压力云图，PaFig.3 Aircraft bottom pressure contours during ditching，Pa4.3 局部压力载荷时间历程选取机身底部前、中、后3点绘制压力-时间曲线，见图6.图6 数值模拟得到的局部压力-时间曲线Fig.6 Curves of local pressure vs time obtained by numerical simulation由图6可知，数值模拟计算所获得的机身底部压力变化趋势与国内完成的模型试验压力变化趋势［6］基本相符.在着水初期，飞机重心距离水面位置较低时，飞机的水平速度较大，所以水冲击压力较大.随后飞机在后体吸力载荷作用下开始抬头运动，直到飞机达到最大俯仰角的过程中，飞机重心距离水面位置逐渐增大，后机身下部承受水的二次冲击压力载荷.二次冲击压力载荷较首次冲击压力载荷小. 4.4 水上迫降载荷处理思路根据数值模拟计算可获得飞机的加速度-时间曲线、俯仰角或角加速度-时间曲线和压力时间历程或者压力云图.根据加速度和相同时刻的角加速度计算机身惯性载荷因数，得到水上迫降过载包线.参考CCAR-25.525水上飞机水载荷的假定，根据加速度、角加速度和压力分布云图计算得到机身着水底部均布压力，供机身站位载荷计算使用;参考CCAR-25.533水上飞机局部压力的横向分布关系，根据压力分布云图得到翼身整流罩着水底部压力横向分布，进一步得到机身着水底部局部压力，供机身着水底部结构的强度校核使用.4.5 数值模拟计算结果分析4.5.1 机身惯性载荷因数根据数值模拟计算的角加速度计算机身头部和尾部的加速度值，对机身各站位处进行线性插值，得到不同站位处因飞机抬头或低头产生的加速度，同时和机身重心站位处的加速度值进行叠加，获得飞机在水上迫降过程中机身垂向加速度值.根据计算的加速度值绘制曲线，得到水上迫降过载包线，见图7.图7 水上迫降过载包线Fig.7 Ditching overload envelope lines4.5.2 机身着水底部局部压力载荷根据水上迫降数值模拟计算的机身底部压力分布云图，绘制压力载荷沿机身航向的分布，见图8.翼身整流罩横向分布参考CCAR-25.533水上飞机局部压力的横向分布，机身对称面上压力载荷因数为1.0，侧边压力载荷因数为0.75.机身其他站位局部压力载荷横向分布呈三角分布.图8 着水底部对称面上局部压力载荷航向分布Fig.8 Local pressure load distribution at symmetry plane of aircraft bottom in heading direction5 结束语建立飞机水上迫降和流体的有限元模型，采用拉格朗日和欧拉算法计算分析飞机水上迫降过程.对于翼吊发动机飞机，在水上迫降过程中飞机先低头后抬头，飞机着水压力载荷在飞机着水初期达到峰值后再衰减，然后由于飞机尾部产生负压使飞机再次抬头后低头，机身底部着水压力载荷再次出现较小的峰值，然后逐渐平稳.本文的数据仅采用商用有限元软件Dytran计算分析得到，需要通过试验验证其准确性.参考文献:【相关文献】［1］中国民用航空局.CCAR-25-R4 运输类飞机适航标准［S］.［2］卞文杰，万力，吴莘馨.瞬态动力学CAE解决方案Dytran基础教程［M］.北京:北京大学出版社，2004:1-15.［3］李斌，杨智春.大型运输机水上迫降研究进展［C］//中国航空学会2007年学术年会，2007. ［4］钟恢扬.BOING-737飞机水上迫降推荐程序［C］//航空航天工业部民用飞机适航技术研究课题组.适航技术资料汇编:第二集:水上迫降译文集，1991:299.［5］PATEL A A，GREENWOOD R P.Transport water impact and ditching performance，DOT/FAA/AR-95/54［R］.USA:Federal Aviation Administration，1996.［6］黄勇，李凯，徐文岷.民用飞机水上迫降着水载荷预测方法研究［C］//第十届全国振动理论及应用学术会议论文集(2011):下册，2011:1138-1147.。
航空器结构强度分析及优化设计
航空器结构强度分析及优化设计随着人类科技的不断发展，航空器在我们的生活中变得越来越重要，它已经成为了我们出行的重要方式，更是现代战争的重要工具之一。
但是，随着技术的继续发展，创新是不可避免的。
众所周知，航空器的结构强度是直接关系到人员和机载设备的安全，因此，对于航空器的结构强度分析及优化设计是航空器制造过程中非常重要的一个步骤。
一、航空器结构强度分析在制造一架航空器之前，需要对机身的各个部位进行结构强度分析，分析各个部位的荷载承受能力和强度能否满足设计要求。
具体的方法是进行有限元分析，采用计算机模拟技术，将航空器的结构分成几千甚至几万个小的结构单元（有限元），通过计算各个部位的应力分布、变形情况和破坏模式等，从而得出这部分结构单元的应力、应变、位移等参数，并且进行一些参数的对比分析，从而得出整个机身各部位的结构强度情况。
此时，可以根据分析结果进行优化设计，使得航空器在承受外界荷载时拥有更好的强度和安全保障。
二、航空器结构优化设计在航空器的结构强度分析后，可以通过结构优化设计来进一步提升航空器的性能和品质。
主要针对以下几个方面：（1）减轻航空器的重量，提高其性能航空器的重量一直是一个非常重要的问题。
在机身设计时，需要尽可能减轻机身的重量，提高可携带载荷和提高飞行效率，但同时不能牺牲飞行安全性。
在进行优化设计时，需要考虑机身的各个部位，优化设计其形状，选择更轻更强的材料，通过有限元分析等计算方法来得出合适的部位厚度，达到一定的加强效果，并且降低整个机身的重量。
（2）提高航空器的运动性能和滑行性能在航空器的结构设计中，还需要关注航空器在空中或地面上的运动性能和滑行性能。
在进行优化设计时，需要考虑机翼、发动机结构和机身造型等问题，尽可能增加和提高其运动性能，从而加强机身的性能指标。
此外，在地面滑行时，滑行性能对于机身的安全也有很大的影响。
因此，在优化设计时，也需要充分考虑机身在地面上的运动性能和滑行性能，以确保其整体性能的稳定性和安全性。
某型飞机水上迫降数值化模型
2008年12月第34卷第12期北京航空航天大学学报Journal of Beijing University of Aer onautics and A str onautics Dece mber 2008Vol .34 No 112 收稿日期:2007212217 作者简介:胡大勇(1978-),男,内蒙古牙克石人,博士生,hudayong@ase .buaa .edu .cn .某型飞机水上迫降数值化模型胡大勇 杨嘉陵(北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191) 王赞平 魏教育 童亚斌(西安飞机工业(集团)有限责任公司,西安710089) 摘 要:近海/跨海使用的飞机必须考核水上迫降性能,而目前飞机抗坠毁标准、设计方法和分析方法通常只考虑硬着陆情况,很少考虑水面迫降情况,这是由于水上迫降涉及多场耦合,问题十分复杂.为了简化问题,采用了解耦的方法,将仿真与试验相结合,利用MSC .P AT RAN /DYTRAN 软件平台,建立全机有限元模型,包括全尺寸机身、机翼和尾翼结构,并导入具体参数,对13种工况条件进行了动力学数值仿真计算.预测了飞机撞击水面过程中结构的瞬态应力分布,对飞机机身下部蒙皮进行了强度分析,表明飞机在着水过程中蒙皮不会发生损坏.关 键 词:水上迫降;有限元;飞机;动力学;强度;抗坠毁中图分类号:V 215.2文献标识码:A 文章编号:100125965(2008)1221369206Nu m er i ca l m odel for a comm erc i a l a i rcraft wa ter l and i n gHu Dayong Yang J ialing(School of Aer onautic Science and Engineering,Beijing University of Aer onautics and A str onautics,Beijing 100191,China )W ang Zanp ing W ei J iaoyu T ong Yabin(Xi πan A ircraft I ndustry (gr oup )Company L i m ited,Xi πan 710089,China )Abstract :A ircraft water i m pact crash worthiness must be considered for the aircraft used near or over the sea .The current crashworthiness criteria,design app r oaches and analysis methods have mainly f ocused on the gr ound i m pact conditi ons,without adequately accounting f or funda mental differences ass ociated with water cra 2shes .This is because the crash dyna m ics in water i m pact conditi on is extre mely comp lex with multi 2physics in 2teracting .T o si m p lify the p r oble m ,an uncoup led method is p r oposed,using finite ele ment si m ulati on com 2bined with corres ponding experi m ents .A finite ele ment model of reas onably si m p lified aircraft structure inclu 2ding the fuselage,wing and e mpennage is established by using MSC .P AT RAN /MSC .DYTRAN code .The l oading conditi on is transf or med fr om the ditching test and thirteen dyna m ic l oad cases are considered in com 2putati on .Corres ponding stress distributi ons for each case are p redicted .It is shown that the strength of theskin on the bott om of fuselage will not be failed .Key words :water landing;finite ele ment method;aircraft;dyna m ics;strengthening;crash worthiness 飞机、直升机在近海或跨海使用越来越频繁,发生水上迫降和坠毁事故也逐渐增多.为此各国民航部门都把水上迫降安全性作为颁发飞机适航证的重点考察内容之一,我国规范也做了明确的要求[1].文献[2]对1959年到1991年以来发生的26起商用飞机水上事故做了统计,通过对机体结构的完整性、破坏部位、座舱完整性等的观察,分析了造成伤害和死亡的主要因素,指出飞机水上迫降安全至少需要考虑两方面因素:飞机着水姿态和结构强度.通过水上迫降模型试验,可以给出飞行器允许的着水姿态,从而验证飞行器着水时不出现剧烈的“跳跃”、翻转等情况;在强度方面的指标是:在允许的着水姿态下,需要保证机身下部蒙皮不破裂,从而使得机舱在一定时间内不进水,以保证机身能够漂浮一段时间,为乘员安全撤离赢得足够时间.目前,“抗坠毁能力”已经成为固定翼飞机、旋翼机在设计时必须考虑的因素.为此在机身腹部采用吸能缓冲结构如蜂窝泡沫、波纹梁、复合材料圆管等,通过结构的渐进压溃、破坏等过程达到缓冲吸能目的.这些技术的采用很大程度上提高了飞机在迫降时的生存概率.在硬着陆方面已经开展了大量研究工作,其中包括机身部件如一段机身或者下底板的坠毁试验以及整机的坠毁试验等,有比较成熟的经验可以借鉴.但是由于上述技术往往是针对飞行器硬着陆进行设计的,而对于水上迫降时所起的作用可能十分有限.在飞机硬着陆时,机身与地面的接触是由点到面逐级接触,载荷集中在腹部,缓冲吸能部件在接触过程中逐级压溃或破坏,其它非吸能部位如机身上部在其后才可能参与接触,这样能够使缓冲吸能部件发挥最大效能,达到最好的吸能效果,同时能保障乘员有足够的生存空间;而水上迫降时,飞机与水面接触瞬间就是面载荷,与地面撞击相比,撞击载荷又相对较小,导致常规的缓冲吸能部件压溃较小,难以发挥效能,同时由于起落架无法正常工作,未被吸收的能量很可能造成机体结构的损坏,由此水上迫降有可能导致比地面撞击更严重的伤害.如果机身下部蒙皮破裂,那么水将流入机舱,乘员很难有充足的时间逃离.因此需要对飞行器水上迫降时的力学特性进行分析,以评估飞行器是否满足强度要求.对飞行器水上降落的研究起始于上世纪初期.NAS A为此做了大量的模型试验,其中文献[3 -6]的工作是具有代表性的,研究重点是着水过程中飞机的姿态控制、乘员约束系统的易用性及事后撤离措施是否快速可靠等.文献[7]对水上迫降研究作了综述性的报告,列举了国际上的一些研究成果,为水上迫降提出了操作规范,并指出由于飞机模型试验的花费较高,新型号飞机可以参考原有类似尺寸的飞机的水上迫降规范,从而减少后续机型的水上迫降试验数量,降低试验成本.在理论研究方面,文献[8]最早采用附加质量方法对水上飞机的底部压力进行了计算.在此工作的基础上,文献[9-13]将它发展成为对结构入水冲击问题的研究,并广泛应用到船舶、鱼雷入水、飞船返回、飞机水上降落、迫降等领域.这些理论方面的研究主要集中在采用流体力学或者流固耦合方法研究二维楔形或者圆柱形截面的刚性或弹性结构垂直入水时的压力及响应,而对于同时具有水平速度的三维模型入水问题还无法适用.文献[14-19]采用有限元方法对直升机的水上坠毁问题进行了仿真,并提出了直升机下底板的水上迫降抗坠毁设计.文献[20]将仿真结果与真实飞机水上迫降试验结果进行比对,得到了比较好的结果,但在模型中忽略了水平速度的影响.文献[21]采用Radi oss软件的ALE方法与SPH方法两种方法模拟了三维楔形体的入水问题,根据与试验的比对确定了水材料的参数,并把它应用于空客321飞机以9°攻角着水初期的响应模拟,通过与硬着陆的情况比对,说明水上迫降过程可能会对乘员造成更严重的伤害.文献[22]采用了Pa mcrash软件的SPH方法研究了刚体材料飞机水上坠毁多场耦合问题,并分析了底部“吸力”产生的影响,认为它的影响不可忽略.文献[23]对前人关于结构入水问题在航空航天领域的理论与数值仿真等成果进行了综述,认为未来研究方向将集中在流固耦合问题的研究以及验证方面.由于前人提出的方法都涉及了多场的耦合问题,使得影响参数比较多,问题过于复杂.为了降低计算量,本文采用解耦的方法分析了某型飞机的水上迫降问题.通过水上迫降模型试验测得机身下部的压力分布,将压力分布换算得到真实飞机的压力分布,建立真实飞机的有限元模型,采用显式动力学软件MSC.DYTRAN校核机身下部蒙皮强度.1 动力学控制方程有限元数值模型采用显式积分方法.由运动平衡方程:M a n+C v n+Kd n=F ext n(1)可以写成a n=M-1(F ext n-F int n)(2)其中F intn=C v n+Kd n式中,F extn为外载荷;F intn为内力;vn为速度;dn为位移;M为质量矩阵;K为刚度矩阵;C为阻尼矩阵.采用中央差分法进行时间积分,假设加速度在一个时间步长内是恒定的:v n+1/2=v n-1/2+a n(Δt n+1/2+Δt n-1/2)/2d n+1=d n+v n+1/2Δt n+1/2(3)显式积分法不需要做矩阵分解,因而计算速度比较快.由式(1)可以看出在已知外力的情况下可以求得结构响应,这是解耦方法的理论基础.2 数值仿真模型建立根据飞机结构图纸,在对结构进行必要简化0731北京航空航天大学学报 2008年 的基础上,按照1:1的比例建立飞机结构有限元模型,见图1.整机模型分为机身、机翼和平尾部分.3个部分的模型情况如下:机身整体结构尤其是机身下部为关心部位,整个机身主要由50个隔框组成,机身框缘、地板横梁、座椅地轨、转接梁地轨、登机门门框、货舱门门框和应急舱门门框简化为梁单元;机身长桁、下半框框板上的型材由于惯性矩比较小,承弯扭能力有限,因而简化为杆单元;蒙皮、框板、腹板简化为壳单元.机翼和平尾部分由于并非关心部位,而且其刚度比较大,为了降低问题的计算时间,将这两个部分简化为刚体,只保留了它们的外形结构,定义成刚体材料,质量和惯性矩分别在材料属性中定义.飞机的电子设备、发动机、商载、动力系统等,根据飞机质量报告,在有限元模型中采用集中质量单元代替,以保证模型的总重量及重心位置与真实飞机一致.集中质量单元与机身采用RBE2刚性连接.整个前处理过程在P AT RAN软件中完成.飞机整机有限元模型的单元总数为26040个,其中壳单元数目为16112个、梁单元数目为3999个、杆单元数目为5881个、集中质量单元为48个.2.1 壳单元介绍MSC.DYT RAN中有两种板壳元:CQUAD4及CTR I A3壳元.在壳单元的理论中Belytschko2Tsay 单元是效率最高的一种,计算中采用这种类型单元.如图1所示,机身大部分采用规则的四边形单元,在局部区域为了保证网格的协调采用三角形单元进行过渡.2.2 梁单元及杆单元介绍机身框缘、地板横梁、座椅地轨、转接梁地轨、登机门门框、货舱门门框和应急舱门门框被简化为梁单元,它们的形状极为复杂,需要进行复杂梁截面属性定义.通过由P AT RAN绘制梁截面的几何图形来计算出梁截面的转动惯量、截面积等参数,然后将所得参数手动添加到MSC.DYT RAN 软件梁单元属性中去.对于规则梁元如工字梁等采用软件自带的截面库添加.机身长桁为标准型材,可以由手册查到.对于复杂的截面,也通过手动计算截面积得到.2.3 集中质量单元介绍发动机、设备等在有限元模型中没有办法真实建模,而由壳单元、梁单元和杆单元建立的模型的总体质量与真实模型存在差距.根据质量报告,将缺少的部分采用集中质量单元添加上去.集中质量单元必须通过刚性连接RBE2才能与机身结a 整机壳单元分布b 机身壳单元构形c 机翼及发动机短舱构形d 垂尾构形e 整机一维单元分布f 下半机身壳单元图1 整机有限元模型构相连.但采用刚性连接,会造成连接部位刚度的突变,在计算中可以发现,连接部位不可避免的出现应力集中.由于连接部位都不是关心的区域,可以观察该区域的平均应力水平.1731 第12期 胡大勇等:某型飞机水上迫降数值化模型2.4 材料及单位制有限元模型中机体采用了铝材料,材料参数见表1,发动机等部位采用了刚体材料等效,仅给出密度.表1 有限元模型材料参数材料E /MPa μρ/(10-3g ・mm -3)σs /MPaσb /MPa LY12板材68000型材710000.332.8300392LD10锻件710000.332.8300410LD5710000.332.8300410LC4板材660000.332.85300392刚体2000000.337.8 注:E 为弹性模量;μ为泊松比;ρ为密度;σs 为屈服强度;σb 为强度极限.3 有限元模型边界条件1)外载荷.经过模型试验得到的是作用于模型上的载荷,需要进行转换得到真实飞机上作用的载荷[24].模型试验与真实飞机的比例关系是基于假设:飞机水上迫降过程中碰撞力占主要因素,水阻力为次要因素,因此只需考虑Fr oude 准则:F r =V H /gL H =V M /gL M(4)其中,V H ,L H 为真实飞机的速度与长度;V M ,L M 为模型的速度与长度.根据Fr oude 数相似,可以得到真实飞机与模型的转换关系,见表2所示,其中λ=L M /L H .转换后的压力,可以通过P ATRAN 软件的F I ELD 菜单读入压力数据,乘以比例系数,将压力分布到机身部位,模型上的载荷分布见图2,压力载荷波形见图3.表2 模型与真实飞机参数转换关系真机物理量名称符号比率模型值长L λλL 力F λ3λ3F 惯性矩I λ5λ5I 质量mλ3λ5m 时间t λλt 速度V λλV线加速度a1a角加速度αλ-1λ-1α压力P λλP图2 有限元模型压力边界条件图3 压力载荷波形 2)飞机姿态的控制.根据飞机头部、重心处以及飞机尾部3个位置处过载的时间变化历程数据,通过对加速度积分的方法,得到3个位置速度的时间变化历程.将这3个位置的速度变化通过插值的方法,外推得到整个飞机各个位置处的速度变化情况,从而形成了一个速度场.将这个速度场施加到有限元模型各个框的质心处,以保证模型在计算中姿态和实际情况一致.而对于模型中其他部位施加相应的下沉初速度及航向初速度.3)求解设定.求解步长由程序自动算出,有限单元采用单点积分单元,计算过程设定初始步长约为3.5×10-3,最小步长设定为1×10-4,最大步长设定为1,单位为m s .整个问题求解规模在DELL 双CP U 强3.0G 主频工作站为13h 左右.4 计算工况讨论参考某型飞机水上迫降的数据分类,计算工作总共选取了13种工况(见表3),分别为1种3级波浪情况、7种静水前重心情况(工况1～7)与5种静水后重心情况(工况8～12).下面分别对这3类情况中的典型情况给出说明.表3 计算工况工况序号攻角/(°)水平速度/(m ・s -1)下降速度/(m ・s -1)襟翼角/(°)升降舵/(°)1648.945130-92 6.548.168130-103845.576130-124949.590130-1251047.628130-1461047.628 1.530-1471047.628 1.8330-1481046.656130-591046.656 1.530-5101046.656 1.8330-511850.940130-312948.705130-4131047.628130-142731北京航空航天大学学报 2008年 4.1 静水前重心情况通过对7种静水前重心情况计算,发现工况7情况比较严重.图4a 中壳单元最大应力个别点达到409MPa (略高于392MPa ),且主要出现在刚杆连接处,是由于该局部区域有刚度的突变,因而出现了应力集中.但是各个部位的平均应力在300MPa 以下,小于极限应力.图4c 为机身中部蒙皮的应力,应力值小于极限应力,从而保证了下半机身蒙皮不会破坏.图4d 显示了舱门附近应力水平小于极限应力,同时变形比较小,可以保证在水上迫降成功后,舱门可以开启.a 全机壳单元应力b 机身后部应力分布c 机身中部应力分布d 舱门附近应力分布图4 静水前重心应力结果4.2 静水后重心情况通过对5种静水后重心情况计算,发现工况10情况比较严重.图5为此工况下的计算结果.图5a 显示整体应力水平小于强度极限.图5b 、图5c 显示了机身中部蒙皮与下半机身应力小于极限应力,从而下半机身蒙皮不会破坏.图5d 显示舱门处的应力小于极限应力,而且变形较小,可以保证舱门的开启.a 全机壳单元应力b 机身中部应力分布c 下半机身应力分布d 舱门附近应力分布图5 静水后重心应力结果4.3 3级波浪情况波浪情况下,压力波形与其他情况类似,只是峰值载荷更高,载荷添加方法与部位见图2所示.3731 第12期 胡大勇等:某型飞机水上迫降数值化模型图6a 给出了机身整体的应力水平,除某些应力集中点,整体应力水平低于极限应力.图6b 、图6c 显示了机身中部蒙皮应力也满足强度要求.图6d 显示舱门处的应力,而且变形比较小.a全机壳单元应力b 机身中部应力分布c 下半机身应力d 舱门附近应力分布图6 3级波浪应力结果5 结 论1)通过对计算结果的比较可以发现:静水前重心的应力水平高于静水后重心,而3级波浪情况下的应力水平则高于静水前重心.从压力分布而言,压力比较大的部位在机身中部,波浪情况下比静水前重心与后重心情况下的压力峰值更高,因而导致了在计算中应力水平高于静水前后重心情况.2)通过对所有试验工况的计算表明,机身下部蒙皮应力在允许范围之内,不会发生破坏,从而可以保证飞机在迫降时不发生渗水的事故.飞机水上迫降涉及流体力学、冲击动力学、结构力学等多种学科的交叉,属于比较前沿的课题.由于没有真实的试验比对,目前还只能通过模型试验加仿真的手段进行初步研究,更进一步的液固耦合研究还有待开展.参考文献(References )[1]CCAR 2252R2,中国民用航空条例第25卷[S]CCAR 2252R2,China civil aviati on rules,Vol .25[S ](in Chi 2nese )[2]Am it A P,R ichard P G .Trans port water i m pact and ditchingperfor mance,final report[R ].DOT/F AA /AR 295/54,1996[3]W illia m C T .Model ditching investigati on of a jet trans port air 2p lane with vari ous engine installati ons [R ].NACA 2RM 2L56G10,1956[4]Douglas A K .Tests of the landing on water of a model of high 2s peed air p lane 2Langley tank model 229[R ].NACA 2RM 2L7I 05,1947[5]L l oyd J F,Mc B ride E E .D itching investigati on of 1/102scalemodel of the Grumman F9F 22air p lane [R ].NACA 2RM 2S L50I 29B ,1955[6]John O W.D itching investigati on of a 1/252scale model of a2550002pound trans port air p lane [R ].NACA 2RM 2S L55G07a,1958[7]L l oyd J F,Edward L H.D itching investigati ons of dynam ic mod 2els and effects of design parameters on ditching characteristics [R ].NACA 2T N 23946,1957[8]Von Kar man T .The i m pact on seap lane fl oats during landing[R ].NACA 2T N 2321,1929[9]W agner nding of sea p lanes[R ].NACA 2T M 2622,1931[10]Zhao R,Faltinsen O M.W ater entry of t w o 2di m ensi onal bodies[J ].Journal of Fluid Mechanics,1993,246:593-612[11]Oger G,Doring M,A lessandrini B ,et al .T wo 2di m ensi onalSPH si m ulati ons of wedge water entries [J ].Journal of Compu 2tati onal Physics,2006,213(2):803-822[12]W u G X .Numerical si m ulati on of water entry of t w in wedges[J ].Journal of Fluids and Structures,2006,22(1):99-108[13]李飞,孙凌玉,张广越,等.圆柱壳结构入水过程的流固耦合仿真与试验[J ].北京航空航天大学学报,2007,33(9):1117-1120L i Fei,Sun L ingyu,Zhang Guangyue,et al .Si m ulati on and experi m ent of cylinder shell structure dr opp ing int o water based on fluid structure interacti on [J ].Journal of Beijing University of Aer onautics and A str onautics,2007,33(9):1117-1120(in Chinese )(下转第1383页)4731北京航空航天大学学报 2008年 参考文献(References)[1]Cohen D M,Dalal S R,Kajla A,et al.The aut omatic efficienttest generat or(AETG)system[C]//Pr oceedings of the5th I S2 SRE.Los A la m it os:I EEE Computer Society Press,1994:303 -309[2]A la m M S,Chen W H,Ehrlich W K,et al.A ssessing s oft w arereliability perfor mance under highly critical but infrequent event Occurrences[C]//Pr oceedings of the8th I SSRE.Los A lam it os:I EEE Computer Society Press,1997:294-307[3]严进宝,徐锡山,钟读杭.基于正交试验设计的软件可靠性测试[J].计算机工程,2006,32(4):52-54Yan J inbao,Xu Xishan,Zhong Duhang.Soft w are reliability test based on orthogonal experi m ent design[J].Computer Engineer2 ing,2006,32(4):52-54(in Chinese)[4]马长捷,朱小冬,袁野.基于组合设计的软件可靠性测试用例设计方法[J].微计算机信息,2006,22(7-3):263-265Ma Changjie,Zhu Xiaodong,Yuan Ye.An app r oach t o desig2 ning s oft w are reliability test case based on combinat orial design [J].M icr ocomputer I nf or mati on,2006,22(7-3):263-265 (in Chinese)[5]Musa J D.Soft w are reliability engineering[M].Beijing:ChinaMachine Press,2003:97-157[6]Musa J D.Operati onal p r ofile in s oft w are reliability engineering[J].I EEE Soft w are,1993,10(2):14-32[7]艾骏,陆民燕,阮镰.面向软件可靠性测试数据生成的剖面构造技术[J].计算机工程,2006,32(22):7-9,45A i Jun,LuM inyan,Ruan L ian.U sage p r ofile constructi on tech2nique for generati on of s oft w are reliability test data[J].Comput2 er Engineering,2006,32(22):7-9,45(in Chinese)(责任编辑:娄 嘉)(上接第1374页)[14]W ittlin G,Rapaport M B.Naval r ot orcraft water i m pact crashsi m ulati on using p r ogra m KRASH[C]//American Helicop ter Society49th Annual Forum.MO,US A:[s.n.],1993:737-747[15]W ittlin G,S m ith M,R ichardsM.A irfra me water i m pact analy2sis using a combined MSC/DYTRAN2DR I/KRASH app r oach[C]//American Helicop ter Society53rd Annual Forum.VA,US A:[s.n.],1997:1138-1150[16]Pentecote N,V igli otti A.Crashworthiness of helicop ters on wa2ter:test and si m ulati on of a full2scale W G30i m pacting on wa2 ter[J].I nternati onal Journal of Crashworthiness,2003,8(6):559-572[17]Randha wa H S,Lankarani H M.Finite element analysis of i m2pacts on water and its app licati on t o helicop ter water landing and occupant safety[J].I nternati onal Journal of Crashworthi2 ness,2003,8(2):189-200[18]Clarke C W,Shen Y.The devel opment of a r ot orcraftwater i m2pact methodol ogy[C]//AHS/S AFE Crashworthiness Special2 istsMeeting on Crash Safety.A rizona,US A:[s.n.],1998:23-27[19]Sareen A K,S m ith M R,Hashish E.Crash analysis of an en2ergy abs orbing subfl oor during gr ound and water i m pacts[C]// American Helicop ter Society55th Annual Forum.Quebec,Canada:[s.n.],1999:1603-1612[20]W ittlin G,SchultzM,S m ith M.Rotary wing aircraft water i m2pact test and analyses correlati on[C]//American Helicop terSociety56th Annual Forum.VA,US A:[s.n.],2000:1472-1485[21]O rtiz R,Porte mont G,Charles J L,et al.A ssess ment of exp lic2it F E capabilities for full scale coup led fluid/structure aircraft ditching si m ulati ons[C]//23rd I nternati onal Congress of Aer o2 nautical Sciences.Canada:[s.n.],2002:711.1-711.10 [22]Pentecote N,Kohlgruber D.Crash on water:a highly multi2physics p r oble m[C]//14th Eur opean Conference and Exhibi2 ti on on D igital D i m ulati on f or V irtual Engineering.Paris,France:[s.n.],2004:11-13[23]Seddon C M,Moata mediM.Revie w of water entry with app li2cati ons t o aer os pace structures[J].I nternati onal of I m pact En2 gineering,2006,31(7):1045-1067[24]Sott orf nding p r ocedure in model ditching tests of Bf109[R].NACA2T m21247,1945[25]叶天麒,周天孝.航空结构有限元分析指南[M].北京:航空工业出版社,1996Ye Tianlin,Zhou Tianxiao.FE M analysis guide for aer onauti2 cal structure[M].Beijing:Press of Aviati on I ndustry,1996(in Chinese)[26]Edwin L F,Karen E J.Best p ractices f or crash modeling andsi m ulati on[R].NAS A2T M220022211944,ARL2TR22849,2002(责任编辑:刘登敏)3831 第12期 付剑平等:试验设计在软件可靠性测试中的应用。
航空航天领域的航空器结构强度分析方法
航空航天领域的航空器结构强度分析方法航空航天领域的航空器结构强度分析方法是保证飞行器安全性和可靠性的重要环节。
本文将介绍航空航天领域常用的航空器结构强度分析方法，涵盖了静力学分析、动力学分析以及疲劳寿命分析。
这些方法在航空器的设计、制造和维护中起着至关重要的作用。
一、静力学分析方法静力学分析方法用于计算航空器在静止或保持恒定速度飞行时的结构受力情况。
这种分析方法基于牛顿定律和力的平衡原理，通过计算和求解结构的应力和变形状态来评估结构的强度。
常用的静力学分析方法包括有限元分析法、解析法和试验验证法。
1. 有限元分析法有限元分析法是一种广泛应用的结构分析方法，通过将结构离散为有限数量的单元，将结构的连续问题转化为离散问题，从而实现对结构的应力和变形进行定量计算。
该方法可以有效地预测航空器结构在静力学载荷下的强度表现。
2. 解析法解析法是一种基于数学模型的分析方法，通过建立结构的数学方程来求解结构的应力和变形。
该方法适用于简单几何形状和加载情况的航空器结构之间的强度分析。
3. 试验验证法试验验证法是将真实的或者模拟的载荷作用在实际航空器结构上，通过测量结构的应力和变形来评估结构的强度。
该方法可以对模拟仿真结果进行验证，确保分析和计算结果的准确性。
二、动力学分析方法动力学分析方法用于计算航空器在飞行过程中的结构受力情况，包括加速度、振动和冲击等载荷的影响。
这些分析方法帮助评估航空器结构在飞行过程中的动态响应和稳定性。
1. 模态分析法模态分析法是一种常用的动力学分析方法，通过求解结构的振型和固有频率来分析结构的动态特性。
该方法对于评估航空器结构在共振频率附近避免共振、减小结构振动以及保证航空器的稳定性非常有效。
2. 动力响应分析法动力响应分析法是一种针对航空器在非稳态载荷下的动态响应进行分析和计算的方法。
该方法可以模拟航空器在飞行过程中的加速度、冲击和振动等复杂载荷下的结构响应。
三、疲劳寿命分析方法疲劳寿命分析方法用于评估航空器结构在长期飞行循环载荷下的使用寿命。
数值计算技术在飞机水上迫降中的应用
数值计算技术在飞机水上迫降中的
应用
飞机水上迫降是一种极端情况下，飞机被迫紧急着陆海面的情况。
它是飞机在失去动力或遭受其他紧急情况时，必须采取的紧急应急措施，由于海面和大气状态的不同，水上迫降的条件也会各异。
如何安全着陆，保证乘客的安全，这就要求飞行员对航行条件和空中流动物理学方面有良好的判断，并能够准确的计算飞机的速度、高度、距离等参数，这就要求有很好的数值计算技术。
数值计算技术是指将复杂的系统通过一定的数学模型耦合到一起，然后用计算机求解出相应的数值解，从而提供便利的计算方法。
它可以帮助人们解决复杂的问题，因此在飞机水上迫降中得到广泛应用。
首先，数值计算技术可以帮助飞行员准确计算飞机的速度、高度、距离等参数，这有助于飞行员更准确地掌握飞机的运行情况，从而更好地控制飞机的运行状况，以保证安全的水上迫降。
其次，数值计算技术可以帮助飞行员准确预测海面状况，即飞机着陆时的海浪高度、流速、阻力等，从而使飞
行员更准确地调整飞机的飞行姿态，确保安全的水上迫降。
此外，数值计算技术还可以帮助飞行员准确计算着陆时最佳的参数，包括飞机的速度、姿态、距离等，从而确保安全的水上迫降。
最后，数值计算技术还可以帮助飞行员计算着陆时最佳的飞行路径，即飞机的航迹、方向、速度等，从而确保飞机的安全着陆。
总之，数值计算技术在飞机水上迫降中有着重要的作用，它可以帮助飞行员准确计算各种参数，确保安全的水上迫降。
民用飞机水上迫降漂浮特性计算分析方法研究
１研 究 背 景 ．
入水 程序和 入水姿 态 ， 使得 飞机入水 后能稳 定滑 行 ， 建议 为起 落架 收 起， 前缘缝翼打开 ， 放下襟翼到全开位置 。 针对 飞机重心 前， 后极 限的两种状 态 ， 重量选 取最保守 状态 ， 即最 大 起飞重量减 去 １ 分钟 飞行（ 在 出航机 场起飞 、 ５ 包括 复飞和着陆） 所需 燃油 的实 际重量或计算重量 。 ３１ 水上迫降飞机渗漏情况分析 ．２ ． 漂 浮时间直接与飞机的渗漏有关 ， 许多因素影响渗漏 ， 主要分为下
于民用飞机 水上迫 降漂浮特性的适航取证研究具有重要 的意义。 ［ 关键 词 ］ 上 迫 降 漂 浮 特 性 适 航 水
Ｏ 引 言 ．
根据 中国民用航 空总局颁布 的《 中国民用航 空规章第 ２ 部 ： ５ 运输 类飞机适航标准｝ Ｃ Ｒ ５ 中的要求 ， ｝ Ａ ２ｔ Ｃ ” 需要对飞机水上迫 降漂浮特性进 行分析 ， 以确保乘员能安全撤离 飞机并乘上救生船 。
面两大类 ： ａ入 水 载 荷 引 起 的 结 构 破 损 ）
在 中国民用航 空总局颁布 的《 中国民用航空 规章第 ２ 部 ： ５ 运输类 飞机适航标准｝ Ｃ Ｒ ５】 提 出如下要求 ： Ｃ Ａ ２“ 中， Ｃ Ａ ２． １ ） Ｃ Ｒ ５ ０ ｆ 规定 ： 必须表 明 ， ８ ｄ “ 在合理 可能 的水上条件 下 ， 飞机 的漂浮 时间和配平能使所有乘员离 开飞机 并乘 上 Ｃ Ａ ２ ． １ 所要求 Ｃ Ｒ ５ ４５ １ 的救生 船。如果用 浮力 和配平计算来 表明符合此规 定 ， 则必须适 当考 虑可 能的结构损伤 和渗 漏。如果 飞机具 有可应急放 油的燃油箱 ， 而且 有理 由预期该油箱 能经受水上迫 降而不渗漏 ， 能应 急放 出的燃 油体 则 积可作为产生浮力的体积。 ” 另 外 ， ２ ． ７ｉ § ５０（ ８ ） 规定 ：无论是否 申请水上迫 降合格审定 ， “ 必须根 据下 列规定设置水 上迫降应急 出 口， 除非满足本 条（ 要求 的应 急出 口 已满足这些要求 ：
民用飞机水上迫降数值仿真方法研究进展
民用飞机水上迫降数值仿真方法研究进展
罗文莉;陈书涌;陈保兴
【期刊名称】《航空工程进展》
【年(卷),期】2022(13)5
【摘要】水上迫降是飞机设计时必须要考虑的一种应急着陆场景,总结水上迫降研究领域的数值仿真方法,能够为民用飞机设计中的水上迫降分析提供支撑。
本文综述了国内外在民用飞机水上迫降数值仿真方法上的研究进展,主要包括面元法、有限体积法、光滑粒子水动力学法和有限元法;对这些方法的基本原理、发展过程和应用情况进行了归纳总结,对不同方法的适用性和优劣性进行了对比分析;通过对水上迫降数值仿真方法的分析,对数值仿真方法未来的研究方向提出了建议。
【总页数】14页(P14-27)
【作者】罗文莉;陈书涌;陈保兴
【作者单位】上海飞机设计研究院飞机结构强度工程技术所
【正文语种】中文
【中图分类】V328
【相关文献】
1.民用飞机水上迫降漂浮特性计算分析方法研究
2.民用飞机水上迫降分析模型和数值仿真
3.民用飞机水上迫降数值模拟分析
4.民用飞机水上迫降数值仿真研究进展
5.基于CFD的民用飞机水上迫降动力学仿真研究
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（d）垂尾有限元模型
-4-
2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
（e） 整机一维单元分布
（f）机身下船体壳单元
图 1 整机有限元模型
图 2 压力边界条件
图 3 机身各部分压力波形图
3 计算结果图
总共计算了13种情况，分别为1种三级波浪情况、6种静水前重心情况与6种静水后重心 情况，见表1。比较了这些工况，三级波浪情况的结果最为严重，图4中给出波浪情况下的计 算结果。
2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
客机水上迫降动强度有限元分析
胡大勇
杨嘉陵
王赞平 童亚斌 魏教育
王浩伟
曾毅
西安飞机工业有限责任公司
-1-
2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
客机水上迫降动强度有限元分析 Dynamic Finite element analysis for the
2 有限元模型的建立
根据提供的飞机结构图纸，在对结构进行必要简化的基础上，按照1：1的比例建立飞机 结构有限元模型，见图1。整机模型分为机身、机翼和平尾三部分。三个部分的模型情况如 下：机身整体结构尤其是下船体为关心部位，整个机身主要由50个隔框组成，机身框缘、地 板横梁、座椅地轨、转接梁地轨、登机门门框、货舱门门框和应急舱门门框简化为梁单元； 机身长桁、下半框框板上的型材由于惯性矩比较小，承弯扭能力有限，因而简化为杆单元； 蒙皮、框板、腹板简化为壳单元。机翼和平尾部分由于并非关心部位，而且其刚度比较大， 为了降低问题的计算时间，将这两个部分简化为刚体，只保留了它们的外形结构，由壳单元 构成（也可以直接用集中质量单元代替，采用rbe2与机身连接），同时材料属性则采用MSC. DYTRAN软件中的刚体材料，质量和惯性矩分别在材料属性中定义。飞机的电子设备、发动机、 商载、动力系统等，全部根据飞机质量报告，在有限元模型中采用集中质量单元代替，以保 证模型的总重量及重心位置与真实飞机一致。集中质量单元与机身采用刚度较大的杆元进行 连接。整个前处理过程在MSC.PATRAN软件中完成。
48.168
1
30
-10 688.1(ch5)
45.576
1
30
-12 1094.0(ch5)
47.628
1
30
-14 1195. 5(ch5)
49.59
1
30
-12 1087.8(ch6)
47.628
1.83
30
-14 1206.5(ch6)
50.94
1
30
-3 1297.2(ch5)
48.705
ditching of an airplane
胡大勇
杨嘉陵
王赞平 童亚斌 魏教育
王浩伟
曾毅
摘 要: 通过必要的简化在 MSC.PATRAN 中建立全机有限元模型，并导入水上迫降模
型试验数据，采用 MSC.DYTRAN 进行 13 种试验工况条件下的动力学计算。结果显示飞 机下船体蒙皮应力满足强度要求。
表 1 计算载荷情况
工况
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11
攻角 °
5.98 6.5 7.972 9.956 9.043 9.995 8.012 9.004 9.995 9.995 9.995
水平速度 下降速度 襟翼角 升降舵 压力峰值
m/s
m/s
°
°
KPa
48.945
1
30
-9 660.3(ch7)
（2） 通过对计算结果的比较可以发现：静水前重心的应力水平高于静水后重心，而三级 波浪情况下的应力水平则高于静水前重心。波浪情况下比静水前重心与后重心情况 下的压力峰值更高，因而导致了在计算中应力水平高于静水前后重心情况。
（3） 三类工况都在机身中部形成较大的应力区，是需要着重关心的部位。 （4） 计算结果中，在集中质量单元与机体的连接部位存在应力集中，但部位在飞机地板
上，不影响对破坏的评估。 （5） 通过试验和仿真的分析，水上迫降发生时，维持一个好的姿态是十分重要的，攻角
在9度左右，获得了比较好结果。但由于试验手段的限制，气动力的变化无法得到， 在有限元模型中没有考虑气动力变化对结果的影响，而气动力却是姿态维持的必要 条件。
-6-
2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
-3-
2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
材料密度：2.7e +3kg/m3 泊松比：0.3 长度单位为：m m
2.2 边界条件及求解条件设定
(1)外载荷 经过水上迫降试验得到是作用于模型上载荷，需要进行转换得到真机上作 用的载荷。通过MSC.PATRAN的FIELD菜单读入csv后缀名的压力表格数据，并将压力分布到机 身部位，载荷分布见图2，施加的压力载荷波形见图3。
(3)求解设定 求解步长由程序自动算出，有限单元采用单点积分单元，计算过程设定 初始步长约为3.5E-3，最小步长设定为1E-4，最大步长设定为1，单位为毫秒。整个问题的 求解规模在DELL 双CPU至强3.0G主频工作站上为13个小时左右。
（a）整机壳单元分布
（b）机身壳单元构形
（c）机翼及发动机短舱构形
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2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
对飞行器硬着陆进行设计的，而对于水上迫降时所起的作用可能十分有限。在飞机硬着陆时， 机身与地面的接触是由点到面逐级接触，载荷集中在下底板部位，缓冲吸能部件在接触过程 中逐级压溃或破坏，其他非吸能部位如机身上部在其后才可能参与接触，这样能够使缓冲吸 能部件发挥最大效能，达到最好的吸能效果，同时能保障乘员有足够的生存空间；而水上迫 降时，飞机与水面接触瞬间就是面载荷，与地面撞击相比，撞击载荷又相对较小，导致常规 的缓冲吸能部件压溃较小，难以发挥效能，同时起落架也无法工作，因而未被吸收的能量很 可能造成机体结构的损坏，因此水上迫降可能导致比地面撞击更严重的伤害，如果造成下船 体蒙皮的破裂，那么水将流入机舱，乘员很难有充足的时间逃离。因此需要对飞行器水上迫 降时的力学特性进行分析，以评估飞行器是否满足强度要求。目前，由于水上迫降项目非常 复杂，涉及多个学科的耦合，研究开展的比较少（见文献 1），几乎没有可供借鉴的经验。 本文采用简单解耦的方法，在水上迫降模型试验成果基础上，利用测得的加速度、压力，对 真实尺寸飞机进行了有限元计算，以校合机身下船体蒙皮的应力是否满足要求。
飞机整机有限元模型的单元总数为26040个，其中壳单元数目为16112个、梁单元数目为 3999个、杆单元数目为5881个、集中质量单元为48个。
2.1 材料与属性
计算中所使用的材料参数如下： 硬铝（LY12）的材料参数：
弹性模量：70GPa 硬化模量：585MPa 屈服应力：300MPa 强度极限：392MPa
关键词: 水上迫降；有限元；模型；蒙皮；飞机；动力学；强度 Abstract The finite element model of an airplane is built by some reasonable
simplification in Msc.patran and the data of pressure and acceleration from the test of model ditching is imported. Thirteen dynamic loadcases are computed by Msc.dytran. The results show the strength of the skin on the bottom of fuselage will not break.
Key words: ditching, finite element, model, skin, airplane, dynamic, strength
1 概述
近海或跨海飞行的飞行器在出现故障时，只能选择水上迫降，此时需要保证两方面因素： 着水姿态与飞行器强度。通过水上迫降的模型试验，可以给出飞行器允许的着水姿态，从而 保证飞行器着水时不出现剧烈的“跳跃”、翻转等情况；在强度方面的指标是：在允许的着 水姿态下，需要保证机身下船体蒙皮不破裂，从而使得机舱内不会进水，可以保证机身能够 漂浮一段时间，为成员的安全撤离赢得时间。目前，飞机、直升机在设计时都进行抗坠毁设 计，在机身下底板处添加吸能缓冲材料如蜂窝泡沫、波纹梁、复合材料圆管等，通过结构的 压溃、破坏等过程达到缓冲吸能的目的，这些技术的采用很大程度上提高了飞机在迫降时的 生存概率。这方面已经开展了大量研究工作，其中包括机身部件如一段机身或者下底板的坠 毁试验以及整机的坠毁试验等，有比较成熟的经验可以借鉴。但是，由于上述技术往往是针
1
30
-4 1163.6(ch5)
46.656
1
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-5 1133.3(ch6)
46.656
1.5
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-5 1090.0(ch6)
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1.83
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-5 1115.7(ch5)
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2006 年 MSC.Software 中国用户论文集
12 9.956 47.628
1.5
海浪波 10.0 47.628
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客机水上迫降动强度有限元分析
作者： 作者单位：
胡大勇， 杨嘉陵， 王赞平， 童亚斌， 魏教育， 王浩伟， 曾毅 西安飞机工业有限责任公司
本文链接：/Conference_6453126.aspx
1
30
-14 1182.5 (ch6)
30
-14 1686.0(ch5)
（a）全机壳单元应力
（b）机身中部应力分布
（c）机身下船体应力
（d）舱门附近应力分布
图 4 三级波浪情况下应力分布