机翼分析

B－2隐形战略轰炸机

一、飞机简介：

B－2隐形战略轰炸机是冷战时期的产物，由美国诺思罗普公司为美国空军研制。1979年，美国空军根据战略上的考虑，要求研制一种高空突防隐形战略轰炸机来对付苏联90年代可能部署的防空系统。1981年开始制造原型机，1989年原型机试飞。后来对计划作了修改，使B－2轰炸机兼有高低空突防能力，能执行核及常规轰炸的双重任务。

二、飞机整体结构：

飞机三视图和飞机内部结构剖析（图下）

三、飞机机翼结构分析：

B－2轰炸机采用翼身融合、无尾翼的飞翼构形，其机体扁平，采用翼身融合的无尾（无垂直尾翼）的飞翼构型，机翼前缘为直线，交接于机头处，机翼后掠33度，飞机头部到翼尖成锐角，机翼后缘成双“W”形（锯齿形）有8个操纵面（6个升降副翼，2个阻流方向舵），巨大的锯齿状后缘由10条直的边缘组成，翼展尺寸为52.43米机翼前缘交接于机头处，机翼后缘呈锯齿形。机身机翼大量采用石墨/碳纤维复合材料、蜂窝状结构，表面有吸波涂层，发动机的喷口置于机翼上方。这种独特的外形设计和材料，能有效地躲避雷达的探

测，达到良好的隐形效果。

形尾翼原始设计

是专门为高空飞

行设计的，能够

满足高空阵风载

荷的需求，但不

适应于低空阵风

载荷的需求。飞

机主翼的设计进

行了重大改动，

因为空军不仅要

求飞机能从高空

突入，而且还要

能超低空突防，

从而带来了提高

飞机升力、增强

机械结构强度、进一步降低其雷达反射截面积等一系列问题，使飞机的设计历经数年才得以定型。B-2飞机的结构设计是基于满足阵风载荷(又称突风载荷)标准进行设计的，航空历史上仅有几种型号的飞机是按阵风载荷需求设计的，大部分军用飞机是根据机动载荷(又称惯性载荷)需求而设计。

机翼结构为单块式。从构造上看，单块式机翼的长桁较多且较强；蒙皮较厚；长桁、蒙皮组成可受轴向力的壁板。当有梁时，一般梁缘条的剖面面积与长桁的剖面面积接近或略大，有时就只布置纵墙。为了充分发挥单块式机翼的受力特点，左、右机翼一般连成整体贯穿机身。但有时为了使用、维护方便，在展向布置有设计分离面。分离面处采用沿翼箱周缘分散连接的形式将机翼连为一体。

单块式机翼的上、下壁板成为主要受力构件。这种机翼比梁式机翼的刚度特性好(这点对后掠机翼很重要)。同时由于结构分散受力，能更好地利用剖面结构高度，因而在某些情

况下(如飞机速度较大时)材料利用率较高，重量可能较轻。此外单块式机翼比梁式机翼生存力强。它的缺点是不便于开口

（Boeing）波音747 SP

一、飞机名称：

波音747 SP

波音747，又称为“珍宝客机”（Jumbo Jet），是一种双层客舱四发动机飞机，是世界上最易识别的客机之一，亦是全世界首款生产的宽体民航客机，由美国波音民用飞机集团制造。波音747原型大小是1960年代被广泛使用的波音707的两倍。1965年8月开始研制，自1970年投入服务后，一直是全球最大的民航机，垄断着民用大型运输机的市场，到A380投入服务之前，波音747保持全世界载客量最高飞机的纪录长达37年。

二、飞机整体结构：

三、飞机机翼结构分析：

波音747的机翼采用悬臂式下单翼，翼根部相对厚度13.44%，外翼8%，1/4弦线后掠角37°30′。铝合金双梁破损安全结构。外侧低速副翼、内侧高速副翼，三缝后缘襟翼，每侧机翼上表面有铝质蜂窝结构扰流片，每侧机翼前缘有前缘襟翼，机翼前缘靠翼根处有3段克鲁格襟翼。尾翼为悬臂式铝合金双路传力破损安全结构，全动水平尾翼。动力装置4台涡轮风扇喷气式发动机。由发动机带动4 台交流发电机为飞机供电，辅助动力装置带发电机。4套独立液压系统，还有一备用交流电液压泵。起落架为五支柱液压收放起落架。两轮前起落架向前收起，4个四轮小车式主起落架：两个并列在机身下靠机翼前缘处，另两个装在机翼根部下面。

飞机机翼结构为梁式，其主要构造特点是纵向有很强的翼梁，这里的形式为双梁；蒙皮较薄，长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多；有时还同时布置有纵墙。梁式记忆通常不作为一个整体，而是分成左、右两个机翼,即机翼常在机身的左，右侧边设有分离面，并在此分离面处，借助几个梁、墙根部传集中载荷的对接接头与机身连接。

梁式机翼中翼梁是主要受力构件，由于之间的跨度较大，因此便于利用机翼的内部空间；与其他结构受力形式相比，梁式机翼便于开口（如收缩起落架等）而不致破坏原来的主要传力路线；机翼、机身通过几个集中接头连接，所以连接简单、方便。梁式机翼主要是依靠翼

梁承受弯矩。

结合波音747 SP飞机机型，对于双梁式机翼，承受机翼总体力的主要构件是梁和蒙皮组成组成的盒段。普通翼肋虽不参加总体受力，但它的作用很重要：

1、用以承受蒙皮传来的局部气动载荷。

2、把局部气动载荷转换成适合于主受力盒段各组成受力元件特性的载荷形式。

3、然后把它们传到这些主要元件上（梁、蒙皮）上，想机翼根部传递并进而通过对接

接头传给机身。

由下节集中力的集中力传递可看到，翼肋（加强翼肋）还可把集中力或力矩也转换成合适的载荷形式传给梁和蒙皮组成的主受力盒段；或反之把主受力盒段的扭矩转换成集中力的形式加到接头上（如梁式机翼的根部加强肋）。翼肋可以转换载荷性质或方向的作用很重要，当然加强肋的作用不仅在此。

机翼的分类和构造

机翼的分类和构造 机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以收藏起落架。另外，在机翼上还安装有改善起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增加升力的装置。 由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。 机翼的分类 机翼的分类方法有很多种，常用的分类方法有： *按机翼的数量分类：可分为单翼机、双翼机、多翼机等； *按机翼的平面形状分类：可分为平直翼、后掠翼、前掠翼、三角翼等等； *按机翼的构造形式分类：可分为构架式、梁式、壁板式、整体式等等。 此外，机翼的剖面形状也是多种多样，随着生产技术以及流体力学的发展，从早期的平直矩形机翼剖面到后来的流线形剖面、菱形剖面，机翼的升力性能越来越好，相反受到的空气阻力越来越小，也就是说机翼的升力系数越来越大，相同面积的机翼所产生的升力就越来越大。 机翼的构造 机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼（如美国的B－2隐形轰炸机），则根本就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。 一、纵向骨架：机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方向，它们都是沿翼展方向布置的。 *翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。

基于ANSYS的机翼振动模态分析

机翼模型的振动模态分析 摘要：本文在ANSYS13.0平台上，采用有限元方法对机翼模态进行了建模和数值分析，为机翼翼型的设计和改进提供基础数据。 1.引言 高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。通过对机翼模态的分析，可以获得机翼翼型在各阶频率下的模态，得出振动频率与应变之间的关系，从而可以改进设计，避免或减小机翼在使用过程中因为振动引起的变形。 同时，通过实践和实际应用，可以掌握有限元分析的方法和步骤，熟悉ANSYS有限元分析软件的建模和网格划分技巧和约束条件的确定，为以后进一步的学习和应用打下基础。 2.计算模型 一个简化的飞机机翼模型如图1所示，机翼的一端固定在机体上，另一端为悬空自由端，该机翼沿延翼方向为等厚度，有关的几何尺寸见图1。 图1.机翼模型简图 在分析过程采用直线段和样条曲线简化描述机翼的横截面形状，选取5个keypoint，A（0,0,0）为坐标原点，同时为翼型截面的尖点;B（0.05，0，0）为下表面轮廓截面直线上一点，同时是样条曲线BCDE的起点;D(0.0475,0.0125,0)为样曲线上一点。C(0.0575， 0.005,0)为样条曲线曲率最大点，样条曲线的顶点；点E(0.025,0.00625,0)与点A构成直线， 斜率为0.25。通过点A、B做直线和点B、C、D、E作样条曲线就构成了截面的形状，如图2。沿Z方向拉伸，就得到机翼的实体模型，如图1。

ANSYS实例分析-飞机机翼

ANSYS实例分析 ——模型飞机机翼模态分析 一，问题讲述。 如图所示为一模型飞机机翼，其长度方向横截面形状一致，机翼的一端固定在机体上，另一端为悬空自由端，试对机翼进行模态分析并显示机翼的模态自由度。是根据一下的参数求解。 机翼材料参数：弹性模量EX=7GPa；泊松比PRXY=0.26；密度DENS=1500kg/m3。 机翼几何参数：A(0，0)；B(2，0)；C(2.5，0.2)；D(1.8，0.45)；E （1.1，0.3）。 问题分析 该问题属于动力学中的模态分析问题。在分析过程分别用直线段和样条曲线描述机翼的横截面形状，选择PLANE42和SOLID45单元进行求解。 求解步骤：

第1 步：指定分析标题并设置分析范畴 1.选取菜单途径Utility Menu>File>Change Title 2.输入文字“Modal analysis of a model airplane wing”，然后单击OK。 3.选取菜单途径Main Menu>Preferences. 4.单击Structure选项使之为ON，单击OK。主要为其命名的作用。 第2 步：定义单元类型 1.选取菜单途径:Main Menu>Preprocessor>Elemen t Type>Add/Edit/Delete。 2.Element Types对话框 将出现。 3.单击Add。Library of

Element Types对话框将出现。 4.在左边的滚动框中单击“Structural Solid”。 5.在右边的滚动框中单击“Quad 4node 42”。 6.单击Apply。 7.在右边的滚动框中单击“Brick 8node 45”。 8.单击OK。 9.单击Element Types对话框中的Close按钮。 第3 步：指定材料性能

机翼分析

B－2隐形战略轰炸机 一、飞机简介： B－2隐形战略轰炸机是冷战时期的产物，由美国诺思罗普公司为美国空军研制。1979年，美国空军根据战略上的考虑，要求研制一种高空突防隐形战略轰炸机来对付苏联90年代可能部署的防空系统。1981年开始制造原型机，1989年原型机试飞。后来对计划作了修改，使B－2轰炸机兼有高低空突防能力，能执行核及常规轰炸的双重任务。 二、飞机整体结构： 飞机三视图和飞机内部结构剖析（图下）

三、飞机机翼结构分析： B－2轰炸机采用翼身融合、无尾翼的飞翼构形，其机体扁平，采用翼身融合的无尾（无垂直尾翼）的飞翼构型，机翼前缘为直线，交接于机头处，机翼后掠33度，飞机头部到翼尖成锐角，机翼后缘成双“W”形（锯齿形）有8个操纵面（6个升降副翼，2个阻流方向舵），巨大的锯齿状后缘由10条直的边缘组成，翼展尺寸为52.43米机翼前缘交接于机头处，机翼后缘呈锯齿形。机身机翼大量采用石墨/碳纤维复合材料、蜂窝状结构，表面有吸波涂层，发动机的喷口置于机翼上方。这种独特的外形设计和材料，能有效地躲避雷达的探 测，达到良好的隐形效果。 形尾翼原始设计 是专门为高空飞 行设计的，能够 满足高空阵风载 荷的需求，但不 适应于低空阵风 载荷的需求。飞 机主翼的设计进 行了重大改动， 因为空军不仅要 求飞机能从高空 突入，而且还要 能超低空突防， 从而带来了提高 飞机升力、增强

机械结构强度、进一步降低其雷达反射截面积等一系列问题，使飞机的设计历经数年才得以定型。B-2飞机的结构设计是基于满足阵风载荷(又称突风载荷)标准进行设计的，航空历史上仅有几种型号的飞机是按阵风载荷需求设计的，大部分军用飞机是根据机动载荷(又称惯性载荷)需求而设计。 机翼结构为单块式。从构造上看，单块式机翼的长桁较多且较强；蒙皮较厚；长桁、蒙皮组成可受轴向力的壁板。当有梁时，一般梁缘条的剖面面积与长桁的剖面面积接近或略大，有时就只布置纵墙。为了充分发挥单块式机翼的受力特点，左、右机翼一般连成整体贯穿机身。但有时为了使用、维护方便，在展向布置有设计分离面。分离面处采用沿翼箱周缘分散连接的形式将机翼连为一体。 单块式机翼的上、下壁板成为主要受力构件。这种机翼比梁式机翼的刚度特性好(这点对后掠机翼很重要)。同时由于结构分散受力，能更好地利用剖面结构高度，因而在某些情 况下(如飞机速度较大时)材料利用率较高，重量可能较轻。此外单块式机翼比梁式机翼生存力强。它的缺点是不便于开口 （Boeing）波音747 SP 一、飞机名称： 波音747 SP 波音747，又称为“珍宝客机”（Jumbo Jet），是一种双层客舱四发动机飞机，是世界上最易识别的客机之一，亦是全世界首款生产的宽体民航客机，由美国波音民用飞机集团制造。波音747原型大小是1960年代被广泛使用的波音707的两倍。1965年8月开始研制，自1970年投入服务后，一直是全球最大的民航机，垄断着民用大型运输机的市场，到A380投入服务之前，波音747保持全世界载客量最高飞机的纪录长达37年。 二、飞机整体结构：

飞机结构完整性研究现状及发展方向

第23卷　第3期　2005年9月 飞　行　力　学FL IG HT DYN AM ICS V ol.23　N o.3Sep.2005　 收稿日期:2005-02-01;修订日期:2005-07-05 作者简介:屈玉池(1961-),男,陕西长安人,研究员,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。 飞机结构完整性研究现状及发展方向 屈玉池1,2,晁祥林2,陈　琪2 (1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院情报档案中心,陕西西安710089) 摘　要:飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用;以F -4C /D 和F -16飞机为例,叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况;最后指出 当前我国结构完整性技术的研究现状,以及下一步的研究重点。 关　键　词:飞机结构完整性;军用规范;载荷谱;损伤容限 中图分类号: V 215 文献标识码: A 文章编号:1002-0853(2005)03-0009-04 引言 飞机结构完整性大纲是从1957年B -47飞机出 现疲劳问题后提出的,由此对飞机结构完整性的研究逐步形成并得到发展,在飞机结构分析中的应用于1970年前后发生飞跃。1969年,一架F-111飞机由于机翼关键接头存在漏检裂纹,仅100飞行小时就发生事故;在此期间,C-5A 疲劳试验样机也过早地产生开裂现象。所以,1975年12月发布的《M IL-STD -1530A 美国空军结构完整性大纲(ASIP )》增加了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求,提高了对飞机结构完整性要求[1]。在以后的十几年中,结构完整性技术有了进一步的发展,并形成了《M IL -A -87221(U SAF )飞机结构通用规范》和《M IL-A-8860B(AS)飞机强度和刚度系列规范》。这些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验证。随着断裂力学、概率断裂力学的发展,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概率统计方法,使解决随机因素下结构发生破坏问题成为可能,进一步完善了结构完整性理论和方法。 1　飞机结构完整性研究进展 在1970年以前的结构完整性大纲中,结构分析的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。该方法利用了一种假设,即用疲劳样机代表所有的生产型飞机,假定部队所用飞机的“安全寿命”为疲劳样 机寿命的四分之一。然而,正是在关键结构部位存在没有检测出的较大的初始裂纹引发了F -111飞机事故。该事故说明,所采用的安全寿命疲劳设计分析方法存在缺陷,所做的全部疲劳试验并不能预测出这类飞机结构破坏,因此,所应用的M IL-A-8860系列飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估飞机安全寿命的分析方法,由此推动了飞机强度和刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。 在1970～1980年执行的飞机结构完整性大纲中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析体现,并以规范的形式得以贯彻,使飞机结构能承受在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。美国军用规范M IL -A -83444规定了飞机结构的损伤容限要求;M IL -A -008666B 规定了耐久性要求;M IL -A -8867A 规定了地面试验要求。这三部规范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的技术现状,并与其它结构规范共同构成了M IL-STD-1530飞机结构完整性大纲框架。 M IL-STD-1530A 把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损-安全概念或缓慢裂纹扩展概念设计实现。为了满足耐久性要求,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。在飞机结构评价中,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队对飞机结构的维修计划,并提供检查、修理的方法和预期的时间。 近十几年来,结构完整性技术有了更进一步的

飞机基本结构123

飞机基本结构 飞机结构一般由五个主要部分组成：机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置(主要介绍机翼和机身)。 机翼 薄蒙皮梁式 主要的构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强(有单梁、双梁或多梁等布置)．纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的纵墙。该型式的机翼通常不作为一个整体，而是分成左、右两个机翼，用几个梁、墙根部传集中载荷的对接接头与机身连接。薄蒙皮梁式翼面结构常用于早期的低速飞机或现代农用飞机、运动飞机中，这些飞机的翼面结构高度较大，梁作为惟一传递总体弯矩的构件，在截面高度较大处布置较强的梁。 多梁单块式 从构造上看，蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的横截面比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度，为充分发挥多梁单块式机翼的受力特性，左、右机翼最好连成整体贯穿机身。有时为使用、维修的方便，可在展向布置有设计分离面，分离面处采用沿翼盒周缘分散连接的形式将全机翼连成一体，然后整个机翼另通过几个接头与机身相连。 多墙厚蒙皮式(有时称多梁厚蒙皮式，以下统简称为多墙式) 这类机翼布置了较多的纵墙(一般多于5个)；蒙皮厚(可从几毫米到十几毫米)；无长桁；有少肋、多肋两种。但结合受集中力的需要，至少每侧机翼上要布置3—5个加强翼肋。当左、右机翼连成整体时，与机身的连接与多梁单块式类似。但有的与薄蒙皮梁式类似，分成左右机翼，在机身侧边与之相连，此时往往由多墙式过渡到多梁式，用少于墙数量的几个梁的根部集中对接接头在根部与机身相连。 蒙皮

铝合金机翼模态分析

铝合金机翼模态分析 模态是机械结构的固有震动特性，每一个模态具有特定的固有频率、阻尼比和模态振型。这些模态参数可以由计算或试验分析取得，这样一个计算或试验分析过程称为模态分析。这个分析过程如果是由有限元计算的方法取得的，则称为计算模态分析。振动模态是弹性结构固有的、整体的特性。通过模态分析方法搞清楚了结构物在某一易受影响的频率范围内的各阶主要模态的特性，就可以预言结构在此频段内在外部或内部各种振源作用下产生的实际振动响应。因此，模态分析是结构动态设计及设备故障诊断的重要方法。本文通过有限元方法，对铝合金机翼进行模态分析，了解其振动特性。 1结构模型 铝合金是应用最为广泛的航空材料，铝合金结构具有强度高，质量小的优点，被广泛的应用于机身和机翼的设计。本次使用的铝合金型号为6061，其密度为2.8g/cm3，弹性模量为E=68.9Gpa，泊松比为0.330，机翼的结构模型如下图1所示 图1.1机翼结构模型 假定该机翼为小型无人机机翼，整个机翼由蒙皮、主梁、辅助梁、翼肋组成。该机翼是弦长为100mm，展弦比为8的矩形直机翼。蒙皮厚度为1mm，主梁厚度为2mm，位于翼型最大厚度处，辅助梁的厚度为1mm，位于后缘1/4弦长处，端肋厚度为1mm，加强肋厚度为2mm。上图给出的是半个机翼的有限元分析模型，其右端固支在机身上。 1.数学模型

机翼的无阻尼固有振动方程为： 0)(2=Φ-M K ω （2.1） 式中： 结构的固有频率；结构的特征向量矩阵； 矩阵； 结构的刚度矩阵和质量--Φ-ωM K , 结构离散化后，运动状态下，可以得到结构的动力平衡方程如下： （2.2） 上式中{P (t )}为流体力矢量，结构在空气中自由振动时，此项为零。本次分析不考虑空气动力的影响，因此结构系统在空气中的无阻尼振动方程为 0}]{[]][[][][1=++δδδ K C M (2.3) 2.机翼有限元模态分析 在对机翼模型进行模态分析之前首先要定义其材料属性为密度为2.8g/cm3，弹性模量为E=68.9Gpa ，泊松比为0.330，接着对其进行有限元网格划分，本次网格划分采用的是六面体结构化网格，网格大小为1mm ，网格数为，如图3.1-3.3所示 3.1 翼端处网格 )}({][}]{[][][1t P K C M =++δδ

飞机的气动布局与机翼的几何参数资料讲解

飞机的气动布局与机翼的几何参数

飞机的气动布局与机翼的几何参数 人类向往飞行是从模仿鸟类飞行开始的。但是由于鸟类飞行机理的复杂性，至今未能对扑翼机模仿成功。 而真正促使人们遨游天空的，也许是受中国风筝的启发，在航空之父凯利的科学理论指导下，将动力和升力面分开考虑，而发明了固定翼飞机。 飞机是二十世纪人类史最伟大的科学成就。是人类最快捷、舒适、高效、安全的交通运输工具，在国家安全、社会和国民经济的发展中占有极其重要的地位。 当年李白受安史之乱蒙冤沦为囚犯，被流放到白帝城后，朝廷大赦天下，他立刻返舟东下，重出三峡，欣喜的心情无法言表： 朝辞白帝彩云间，千里江陵一日还。两岸猿声啼不住，轻舟已过万重山。 如果李白乘飞机，不知如何写佳作。是否同意写成如下： 朝辞白帝彩云间，千里江陵一时还。两耳风声鸣不住，轻机已过万重山。 人类要想自由飞翔，必须做到： 1、必须有良好的气动外形 2、必须有轻巧的结构 3、必须有相当的动力 4、必须达到一定的速度 5、必须有机敏的操纵机构 6、必须有导航系统 与鸟的飞行不同，飞机在空中能够飞行是依靠与空气的相对运动，而产生作用在飞机上的力和力矩来实现的。如对于水平等速直线飞行而言，从飞机受力条件，有 L＝G L V ￥（升力与重力平衡） F＝D D//V ￥（推力与阻力平衡） M=0 (俯仰力矩保持守恒） 飞机产生升力必须具备的条件： （1）有空气（飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气动力）。此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。 （2）必须存在一定的飞行速度（飞机和空气之间要有一定的相对运动，产生空气动力）。 （3）要有适当的气动外形、受力大小和飞行姿态。

飞机机翼浅析

飞机机翼结构浅析 摘要 飞机发明人美国人莱特兄弟说“每只鸟都是一名特级飞行员，谁要飞行，谁就得模仿鸟”的论述，对鸟的飞行动作，作了更仔细的观察研究，于1903年成功地发明了世界上有动力、可操纵的飞机，成为世界公认的飞机发明人。飞机机翼结构和升力产生的机理与鸟翼的结构及产生升力的原理基本上是一致的。飞机在发动机驱动下向前飞行时，流过上下翼面气流的流速不一致，上翼面流速快于下翼面，造成上翼面空气压力低于下翼面，从而使机翼产生升力，当升力大于飞机的重力时飞机就能升空飞行了。由此可见机翼的作用非同寻常，下面我们来看一下究竟。本文主要介绍机翼的功用、机翼的设计标准以及对机翼典型零件的分析来对机翼的构造和翼型原理有一个更清楚的认识。 关键词：机翼功用、机翼设计、副翼、机翼元件 Abstract: The Wright brothers invented the airplane who said Americans "Each bird is a super pilot, who will fly, who have to imitate the birds," the exposition of the birds flying, made a more detailed observational study, in 1903 successfully invented the world have power, maneuverability of aircraft, aircraft, the world recognized inventor. Aircraft wing structure and mechanism of lift generated by the structure of bird wings and produce lift are basically the same principle. Engine-driven aircraft in forward flight, the flow velocity of the upper and lower wing surface flow is inconsistent, on the wing faster than under the wing surface flow, causing surface air pressure below the wing under the wing surface, so that the wings produce lift, when greater than the gravity lift aircraft flying off the aircraft will be able to. This shows an unusual wing, let's look at what had happened. This paper describes the function of the wing, the wing's design standards and analysis of typical parts of the wing to the wing structure and airfoil theory have a better understanding. Key words: Function of the wing, wing design, flaps, wing components.

机翼振动模态试验与颤振分析

机翼振动模态试验与颤振分析 1 引言 高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，如机翼结构的静气动弹性发散、颤振等等。这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，甚至极为有害，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。 气动弹性问题又分为静气动弹性问题和动气动弹性问题。在动气动弹性问题领域中最令人关注的是颤振问题。颤振现象是气动力、结构弹性力和惯性力三者耦合的结果。所以颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。 在对机翼进行颤振特性的数值计算时，颤振计算结果的正确性和精确性取决于机翼各阶固有振动模态的精确性。真实机翼的固有模态可以通过模态试验测得。 根据颤振数值计算过程的需要，参与计算的各阶模态必须正交，而试验测得的模态并不严格正交，且因为结构阻尼的存在，模态通常为复数。有一种处理方法是通过取幅值，把各阶模态变为实模态，然后对求得的广义质量阵、刚度阵进行修正，使其变为对角阵从而方便数值计算;另一种方法是直接建立机翼的有限元模型，通过数值计算求得固有模态(满足正交性)，但是计算所得模态的正确性需要通过模态试验进行验证。在实际工程中，通常采用第二种方法，本文也采用这种方法的思路。 本文研究对象为一个大展弦比平板机翼模型：一块半展长 1 米，弦长0.12 米，厚度1.8毫米的铝板，边界条件为根部固支。 2 模态数值分析 有限元模型作为颤振分析的基础，也是试验模态结果正确性验证的重要参考。另外根据计算所得的各阶主要模态的节线位置，可以确定传感器测量点和激振点的布放位置(尽量将激振点和测量点放置在远离各阶节线的位置，如果正好在某阶节线上，则该阶模态无法激励出或测量不到)。所以在试验前须根据实际结构建立一个能够充分反映结构质量、刚度特性的有限元模型。 使用Nastran 有限元计算软件进行根部固支状态下的振动模态计算，得到结果如表 1 所示。

飞机各个系统的组成及原理

一、外部机身机翼结构系统 二、液压系统 三、起落架系统 四、飞机飞行操纵系统 五、座舱环境控制系统 六、飞机燃油系统 七、飞机防火系统 一、外部机身机翼结构系统 1、外部机身机翼结构系统组成：机身机翼尾翼 2、它们各自的特点和工作原理 1)机身 机身主要用来装载人员、货物、燃油、武器和机载设备，并通过它将机翼、尾翼、起落架等部件连成一个整体。在轻型飞机和歼击机、强击机上，还常将发动机装在机身内。 2)机翼 机翼是飞机上用来产生升力的主要部件，一般分为左右两个面。 机翼通常有平直翼、后掠翼、三角翼等。机翼前后缘都保持基本平直的称平直翼，机翼前缘和后缘都向后掠称后掠翼，机翼平面形状成三角形的称三角翼，前一种适用于低速飞机，后两种适用于高速飞机。近来先进飞机还采用了边条机翼、前掠机翼等平面形状。

左右机翼后缘各设一个副翼，飞行员利用副翼进行滚转操纵。 即飞行员向左压杆时，左机翼上的副翼向上偏转，左机翼升力下降；右机翼上的副翼下偏，右机翼升力增加，在两个机翼升力差作用下飞机向左滚转。为了降低起飞离地速度和着陆接地速度，缩短起飞和着陆滑跑距离，左右机翼后缘还装有襟翼。襟翼平时处于收上位置，起飞着陆时放下。 3)尾翼 尾翼分垂直尾翼和水平尾翼两部分。 1.垂直尾翼 垂直尾翼垂直安装在机身尾部，主要功能为保持飞机的方向平衡和操纵。 通常垂直尾翼后缘设有方向舵。飞行员利用方向舵进行方向操纵。当飞行员右蹬舵时，方向舵右偏，相对气流吹在垂尾上，使垂尾产生一个向左的侧力，此侧力相对于飞机重心产生一个使飞机机头右偏的力矩，从而使机头右偏。同样，蹬左舵时，方向舵左偏，机头左偏。某些高速飞机，没有独立的方向舵，整个垂尾跟着脚蹬操纵而偏转，称为全动垂尾。 2.水平尾翼 水平尾翼水平安装在机身尾部，主要功能为保持俯仰平衡和俯仰操纵。低速飞机水平尾翼前段为水平安定面，是不可操纵的，其后缘设有升降舵，飞行员利用升降舵进行俯仰操纵。即飞行员拉杆时，升降舵上偏，相对气流吹向水平尾翼时，水平尾翼产生

基于anasys飞机机翼的模态分析报告

基于ANSYS飞机机翼的模态分析报告 设计完成日期2015年5 月4 日 目录 1项目背景 (2)

1.1 立项背景 (2) 1.2研究内容 (3) 1.3 分析方案 (3) 2有限元模型的建立及分析 (3) 2.1 建立模型 (3) 2.2 划分网格并施加约束 (4) 2．3定义分析类型 (5) 3 求解 (5) 3．1固有频率 (5) 3．2振动模态 (6) 4 有限元结果处理及分析 (7) 5结语 (7) 摘要:介绍了如何利用ANSYS软件建立飞机机翼的有限元模型。应用ANSYS软件对机翼进行特定约束条件下的振动模态分析，得到了机翼的各阶固有频率及相应的变形云图，为机翼在高空飞行时的设计和改进提供了依据。 关键词:ANSYS;机翼;有限元模型;模态分析

1项目背景 1.1 立项背景 随着航空事业的不断发展和进步，以及各国对民用飞机和军用运输机的要求不断提高，大型亚声速乃至超声速客机以及运输机已成为各军事、经济大国争先发展的项目。为了未来大型飞机的载重多、飞的更快更高程的突出特点，无疑要增大飞机的尺寸、重量和气动弹性。这将对飞机各部件的结构强度提出更高的要求，因此降低结构质量成为结构设计追求的一项重要指标，大型柔性成为很多航空结构的一个特点，这种大型柔性复杂结构极易受到外界及航空器本身扰动的影响而发生振动。 飞机机翼 大型运载火箭、导弹、大型运输机等通常对振动环境有严格的要求，强烈的振动会严重地影响各种有效载荷的正常工作，导致系统性能下降甚至失效，直接威胁航空结构的安全。这种由振动引起结构疲劳的问题也变得越来越突出。因此，研究大型柔性航空结构的振动特性，并对其进行振动控制非常重要，航空结构系统的振动抑制问题历来是航空器设计中的一个重要问题和难点。相对于固定翼飞机来说，大型飞机机翼的振动现象更为明显，而且过高的振动水平会引起机翼结构的疲劳破坏，影响机载设备的正常工作，飞行事故屡见不鲜。例如，美军驻伊拉克的空运部队在一次给C-17运输机加油过程中发生了左机翼整体断裂的恶性事故;法国的一架超军旗飞机在飞行中由于机翼折断，造成飞行员坠机身亡;美国的一架F-15战斗机在飞行中由于机动动作太大，造成右机翼断裂脱落。面对着血的教训，设计人员在不断寻找各种合理有效的计算和校核方法冈。以美国为例，从20世纪60年代初期开始进行飞机机翼振动主动控制技术的研究，至今已形成

波音777飞机的机翼结构分析

波音777飞机的机翼结构分析 机翼设计 波音777飞机的机翼是在改进757和767设计的基础上，将777增加了机翼的长度及厚度。这种先进的机翼提高了飞机的巡航速度，增加了飞机的爬升能力和飞行高度，并且能在许多高海拔和炎热地区满载乘客和货物起降。 加仑(117335升)，777-200LR环球飞机的载油量为53440加仑(202287升)。 在航空公司的协助下，波音把777的翼展加大到了199英尺11英寸(60.9 米)，优化了机翼的性能。

777-200LR和777-300ER的机翼加装了6.5英尺长的斜削式翼尖，提高了机翼的整体气动性能。斜削式翼尖有助于缩短起飞滑行距离、提高爬升性能并降低油耗。 材料 777的几款机型采用了重量轻、成本低的新型结构材料。例如，在机翼上部蒙皮和桁条采用经过改进的7055铝合金，这种材料比其它合金具有更大的抗压强度，能减轻重量，抗腐蚀性和疲劳强度也有所提高。 在 777飞机上，重量更轻的先进复合材料开发和生产取得了明显进展。在垂直和水平尾翼上采用了碳纤维增强型树脂材料。客舱的地板横梁也是由这些先进复合材料制成的。 复合材料还被用于整流罩等辅助结构上。复合材料(包括树脂和粘结剂)占777飞机结构重量的9%，而在其它波音喷气机上约为3%。 波音公司的方案是采用71.30米的加长型机翼，新机翼的翼展将比波音747-8飞机的宽3.05米。另一项新工艺是将原来的金属机翼改为碳纤维增强复合材料机翼。较大的翼展将提高波音777-8X/-9X的升力，复合材料机翼在增加强度的同时也降低了新机型的空重。波音公司初步估计，在航程小于14800千米/时，波音777-9X飞机的最大起飞重量至少能达到753000磅（约342吨）。这将有效地稳固该系列飞机的市场竞争力，并在上述航程区间内保持对现有机型的载运能力的领先优势。 波音777X项目将采用新型碳纤维复合材料制造的机翼，这也包含3中方案：翼展71.1米加后掠式小翼（raked wingtip）、65米翼展加融合式翼梢小翼（blended winglets）、68.6米翼展架融合式翼梢小翼。 碳纤维复合材料机翼可以使机翼面积较波音777-300ER及-200LR增加约10%，从而降低进近时的速度并减少噪音。 如果采用71.1米的翼展，那么波音777对应的机场飞行区等级将由E提高到F，也就是波音747-8及空中客车A380的使用等级。 777飞机的机翼是迄今为止亚音速民用飞机中气动效率最高的。在改进757

飞机机翼结构分析

飞机机翼结构分析 前言 飞机机翼结构分析实根据发《飞机结构强度》一书中第三章的内容，本文主要论述了飞机机翼的功用及翼面结构。机翼由副翼前缘缝翼襟翼扰流板组成，从机翼的空气动力载荷到机翼的总体受力，能够更深入更全面的了解机翼了解航空领域所涉及学科的基础知识基础原理及发展概况，对开拓视野，扩大知识面以及今后的学习和工作都有帮助。 1.1机翼的功用 机翼是飞机的一个重要部件，其主要功用是产生升力。当它具有上反角时，可为飞机提供一定的横侧安定性。除后缘布置有横向操纵用的副翼、扰流片、等附翼外，目前在机翼的前、后缘越来越多地装有各种形式的襟翼、缝翼、等增升装置，以提高飞机的起降或机动性能。机翼上常安装有起落架、发动机等其它部件。现代歼击机和歼击轰炸机往往在机翼下布置多种外挂，如副油箱和导弹、炸弹等军械设备。机翼的内部空间常用来收藏起落架或其部分结构和储放燃油。特别是旅客机，为了保证旅客的安全，很多飞机不在机身内贮存燃油，而全部贮存在机翼内。为了最大限度地利用机翼容积，同时减轻重量，现代飞机的机翼油箱大多采用利用机翼结构构成的整体油箱。此外机翼内常安装有操纵系统和一些小型设备和附件。 1.2翼面结构设计要求 1.气动要求 翼面是产生升力主要部件，对飞行性能有很大的影响，因此，满足空气动力方面的要求是首要的。翼面除保证升力外，还要求阻力尽量小﹙少数特殊机动情况除外﹚。翼面的气动特性主要取决于其外行参数﹙如展弦比、相对厚度、后掠角和翼型等﹚，这些参数在总体设计时确定；结构设计则应强度、刚度及表面光滑度等方面来保证机翼气动外形要求的实现。 2.质量要求 在外形、装载和连接情况一定的条件下，质量要求时翼面结构设计的主要要求。具体地说，就是在保证结构完整性的前提下，设计出尽可能请的结构。结构完整性包含了强度、刚度、耐久性和损伤容限等多方面内容。 3.刚度要求 随着飞机速度的提高，翼面所受载荷增大，特别对于高机动性能歼击机和高速飞行的导弹；由于减小阻力等空气动力的要求，翼面的相对厚度越来越小，再加上后掠角的影响，导致翼面结构的扭转刚度、弯曲度将越来越难保证，这些均将引起翼面在飞行中的变形增加。高速飞行时，很小的变形就可能严重的恶化翼面的空气动力性能；刚度不足还会引起震颤和操纵面反效等严重问题。因此，对高速飞机和导弹，为满足翼面的气动要求，保证足够的刚度十分重要。 4.气动加热要求 一般亚音速飞行器，所选用的结构材料是常用金属及非金属材料，不必考虑温度对材料的影响。高速飞行时，翼面将受到气动加热的影响，尤其是翼面前缘的起动加热问题尤为严重。因此当以大马赫数的速度飞行时，还要考虑气动加热对结构强度和刚度的影响。 5.使用维修要求 翼面结构应便于检查、维护和修理。翼面内部通常铺设有相当数量的操纵系统零部件、燃油管路、电气线路和液压管路等，对这些系统和线路需要经常检查调整。当机翼结构作为整体油箱舱使用时，必须保证燃油系统工作的高度可靠性，包括油箱的密封可靠。对所有要

飞机结构疲劳与断裂分析发展综述

飞机结构疲劳与断裂分析发展综述 领空权对于任何一个国家都是非常重要的,飞机的先进,是领空权的保证.飞机更是国家的国防的重要力量,提高飞机的性能更是每个军事大国追求的目标.飞机的结构抗疲劳强度与断裂强度是飞机性能的重要体现.通过这学期的学习,和老师耐心的讲解,我对我国飞机结构疲劳强度与断裂发展现状与发展趋势有了更进一步的了解. 疲劳强度是指飞机结果在无限多次交变载荷作用下而不破坏的最大应力称为疲劳强度或疲劳极限。实际上，飞机结构并不可能作无限多次交变载荷试验。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 飞机结构在实际使用中，要不断承受交变载荷的作用。但是，早期设计给及只是从静强度上考虑，只要通过计算和试验证明飞机结构能够承受得住设计载荷（实际使用中所出现的最大载荷乘以安全系数），就认为飞机结构具有足够的强度。由于飞机结构承受交变载荷的作用，某些构建常常出现疲劳性能也较好。因此，飞机结构的疲劳问题并不突出，疲劳强度问题没有引起足够的重视。直到50年代前期，世界各国的飞机强度规范中对疲劳强度都还没有具体要求，不要求进行全尺寸结构疲劳试验。但是，随着航空事业的不断发展，飞机

的性能不断提高，适用寿命延长，新结构、新材料不断出现，飞机结构在使用中疲劳破坏与安全可靠之间的矛盾逐渐显露出来了。 断裂是指飞机结构被断错或发生裂开.讨论的主要是脆性断裂情况，其断裂面是看得见摸得着的。还有两类断裂的断裂面则是看得见却不一定摸得着的。 许多飞机结果，如轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等，在工作过 程中各点的应力随时间作周期性的变化，这种随时间作周期性变化的应力称为交变应力（也称循环应力）。在交变应力的作用下，虽然零件所承受的应力低于材料的屈服点，但经过较长时间的工作后会产生裂纹或突然发生完全断裂。 疲劳破坏是机械零件失效的主要原因之一。据统计，在飞机结构失效中大约有80%以上属于疲劳破坏，而且疲劳破坏前没有明显的变形，所以疲劳破坏经常造成重大事故，所以对于轴、齿轮、轴承、叶片、弹簧等承受交变载荷的零件要选择疲劳强度较好的材料来制造。 疲劳失效是金属材料常见的失效形式,特别是轴类,连杆,轴承类 等零件,长期在应力下工作的工件材料都要求较高的疲劳强度,这样 的可以提高零件的使用寿命。疲劳强度同时还与硬度、强度、韧性有较大关系，所以他是金属材料的重要力学性能指标。 疲劳强度是材料能够承受无数次应力循环时的最大应力。疲劳强度关系到零件的寿命以及零件工作时能够承受的最大应力，这对零件的安全设计有重大意义。

飞机机翼力学分析报告

飞机机翼力学分析报告 飞行器制造083614 孙诚骁一概述 机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。 1.受力形式 机翼主要受两种类型的外载荷： 一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结构质量力的分布载荷； 另一种是由各连接点传来的集中载荷。这些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身 提供的支反力取得平衡。 2.主要单元 纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板) 横向元件有翼肋(普通翼肋和加强翼肋) 以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮 二建立实体模型 机翼型号：NACA 2414；矩形翼共5根肋，间距100mm，弦长550mm，梯形翼共12根肋（包括与矩形翼重复的翼肋），间距100mm，翼梢弦长318mm，前缘直径8mm，厚度1mm 通过向patran软件导入翼型初始模型，运用patran的3d建模功能，对初始模型添加后墙，前缘和主梁，最后得到3d机翼模型 三有限元划分 对已经建立好的机翼模型进行网格划分，后墙及翼肋后半部分采用粗粒度三角单元网格，value值采用15 。翼肋前半部分、前缘采用细粒度三角单元网格，value值采用10。主梁采用实体网格，采用自动生成的value。划分成功后删除重复节点就得到了分析模型。 四加载 网格划分完成之后对其进行加载：支撑条件为翼根固结，受力形式为翼肋和梁交线中点处受到Z轴方向升力。

机翼上气动载荷分布表（表中编号X的意义为翼根处翼肋的右边第X根翼肋） 五材料性能及属性 单元类型 材料属性表 运用配套的nastran软件对机翼进行计算，主要计算量有总体应力，主梁应变，翼肋的面应力

ANSYS机翼模型模态分析详细过程

机翼模型的模态分析 高空长航的飞机近年得到了世界的普遍重视。由于其对长航时性能的要求， 这种飞机的机翼采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。大展弦比和低重 量的要求，往往使这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，这些问题构成飞行 器设计和其它结构设计中的不利因素，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关 键技术。颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。通过对机翼的模态分析， 可获得机翼翼型在各阶频率下的模态，得出振动频率与应变间的关系，从而可改 进设计，避免或减小机翼在使用过程中因振动引起变形。 下图是一个机翼的简单模态分析。该机翼模型沿着长度方向具有不规则形 状，而且其横截面是由直线和曲线构成（如图所示）。机翼一端固定于机身上， 另一端则自由悬挂。机翼材料的常数为：弹性模量E=0.26GPa，泊松比m=0.3， 密度r =886 kg/m。 图1机翼模型的结构尺寸图 1、建立有限元模型 1.1定义单元类型 自由网格对模型的要求不高，划分简单省时省力。选择面单元PLANE42 和体单元Solid45 进行划分网格求解。 1.2定义材料特性 根据上文所给的机翼材料常数定义材料特性，弹性模量E=0.26GPa，泊松比 m=0.3，密度r =886 kg/m。 1.3建立几何模型并分网 该机翼模型比较简单，可首先建立机翼模型的截面，再其进行网格划分，然后对截面拉伸0.25m的长度并划分10个长度单元，而得到整个模型的网格。

图2机翼模型截面图 图3 盘轴结构的有限元模型 1.4模型施加载荷和约束 因为机翼一端固定于机身上，另一端则自由悬挂，因此对机翼模型的一端所有节点施加位移约束和旋转约束。 1.5 分析求解 本次求解了机翼模型的前五阶模态，各阶固有频率值如下

机翼模型的振动模态分析

机设1305 彭鹏程1310140521 一个简化的飞机机翼模型如图所示，该机翼沿延翼方向为等厚度。有关的几何尺寸见下图，机翼材料的常数为：弹性模量E=0.26GPa，泊松比m=0.3，密度r =886 kg/m。对该结构进行振动模态的分析。 (a) 飞机机翼模型 (b) 翼形的几何坐标点 振动模态分析计算模型示意图 解答这里体单元SOLID45 进行建模，并计算机翼模型的振动模态。 建模的要点： ⑴首先根据机翼横截面的关键点，采用连接直线以及样条函数< BSPLIN >进行连接以形成一个由封闭线围成的面； ⑵在生成的面上采用自由网格划分生成面单元(PLANE42)； ⑶设置体单元SOLID45，采用< VEXT>进行Z 方向的多段扩展； ⑷设置模态分析< ANTYPE,2>，采用Lanczos 方法进行求解< MODOPT,LANB >； ⑸在后处理中，通过调出相关阶次的模态； ⑹显示变形后的结构图并进行动态演示。 给出的基于图形界面的交互式操作(step by step)过程如下。 (1) 进入ANSYS(设定工作目录和工作文件) 程序→ANSYS →→ANSYS Interactive →Working directory ( 设置工作目录) →Initial jobname(设置工作文件名)：Modal→Run (2) 设置计算类型 ANSYS Main Menu：Preferences…→Structural →OK (3) 选择单元类型 ANSYS Main Menu：Preprocessor →Element Type →Add/Edit/Delete →Add…→Structural solid：Quad 4node 42 →Apply →solid →Brick 8node 45→OK →Close (4) 定义材料参数 ANSYS Main Menu：Preprocessor →Material Props →Material Models →Structural →Linear →Elastic →Isotropic:EX:0.26E9(弹性模量),PRXY:0.3(泊

飞机机翼翼梁的结构分析和修理设计

飞机机翼翼梁的结构分析和修理设计

目录 1引言 (8) 2飞机翼梁的结构分析 (8) 2.1翼梁的结构组成 8 2.1.1翼梁缘条 10 2.1.2翼梁腹板 10 2.2翼梁的受载特点 10 2.3翼梁的布置 11 3故障诊断 (12) 3.1超声波探伤 12 3.1.1超声波探伤设备 12 3.1.2超声波探伤的工作原理 (12) 4故障修理 (13) 4.1翼梁缘条的修理 13

4.1.1缺口的修理 13 4.1.2裂纹的修理 14 4.1.3断裂的修理 15 4.2翼梁腹板的修理 19 4.2.1裂纹的修理 19 4.2.2破孔的修理 20 4.2.3切割的修理 21 5校核强度 (22) 5.1梁缘条修理时的强度计算 22 5.2 腹板修理时的强度计算 (25) 结束语 (26) 参考文献 (27)

毕业设计（论文）原创性声明和使用授权说明 原创性声明 本人郑重承诺：所呈交的毕业设计（论文），是我个人在指导教师的指导下进行的研究工作及取得的成果。尽我所知，除文中特别加以标注和致谢的地方外，不包含其他人或组织已经发表或公布过的研究成果，也不包含我为获得及其它教育机构的学位或学历而使用过的材料。对本研究提供过帮助和做出过贡献的个人或集体，均已在文中作了明确的说明并表示了谢意。 作者签名：日期： 指导教师签名：日期： 使用授权说明 本人完全了解大学关于收集、保存、使用毕业设计（论

文）的规定，即：按照学校要求提交毕业设计（论文）的印刷本和电子版本；学校有权保存毕业设计（论文）的印刷本和电子版，并提供目录检索与阅览服务；学校可以采用影印、缩印、数字化或其它复制手段保存论文；在不以赢利为目的前提下，学校可以公布论文的部分或全部内容。 作者签名：日期：