用SPH和有限元方法研究鸟撞飞机风挡问题

有限元理论方法

关于有限元分析法及其应用举例 摘要：本文主要介绍有限元分析法，作为现代设计理论与方法的一种，已经在 众多领域普遍使用。介绍了它的起源和国内外发展现状。阐述了有限元法的基 本思想和设计方法。并从实际出发，例举了有限元法的一个简单应用———啤 酒瓶的应力分析和优化,表明了利用有限元分析法的众多优点。随着计算机的 发展，基于有限元分析方法的软件开发越来越多。本文也在其软件开发方面进 行阐述，并简单介绍了一下主流软件的发展情况和使用范围。并就这一领域的 未来发展趋势进行阐述。 关键词：有限元分析法软件啤酒瓶 Abstract：This thesis mainly introduces the finite element analysis, as a modern design theory and methods used widely in in most respects. And this paper introduces its origins and development in world. It also expounds the basic thinking and approach of FEM..Proceed from the actual situation,this text holds the a simple application of finite-element method———the analysis and optimized of an beer bottle and indicate the the numerous benefits of finite element analysis .As computers mature and based on the finite element analysis of the software development is growing. This article introduces its application in the software development aspects as well, and briefly states the development and scope of the mainstream software. And it’s also prospect future development tendency in this area . Key: Finite Element Analysis Software Beer bottle 0 绪论 有限元法(Finite Element Method，FEM)，是计算力学中的一种重要的方法，它是20世纪50年代末60年代初兴起的应用数学、现代力学及计算机科学相互渗透、综合利用的边缘科学。有限元法最初应用在工程科学技术中，用于模拟并且解决工程力学、热学、电磁学等物理问题。对于过去用解析方法无法求解的问题和边界条件及结构形状都不规则的复杂问题，有限元法则是一种有效的分析方法。有限元法的基本思想是先将研究对象的连续求解区域离散为一组有限个且按一定方式相互联结在一起的单元组合体。由于单元能按不同的联结方式进行组合，且单元本身又可以有不同形状，因此可以模拟成不同几何形状的求解小区域；

机翼结构设计方案及强度计算

机翼结构设计方案及强度计算 模型一 设计思路：根据设计要求，机翼全长4m,翼弦长1m，前后两根梁。于是利用abaqus软件的壳单元建立了一个基本的机翼模型。 图1 单只机翼模型 然后参考《实用飞机复合材料结构设计与制造》、《复合材料设计手册》、《复合材料力学》等资料，初步设计机翼采用蒙皮夹心结构，上下表面分别铺3层复合材料，考虑到机翼的工况采用[45/0/-45]铺层方式，每层厚度为0.125mm，具体如图2所示。中间夹心材料采用PMI泡沫，该材料具有突出的比强度和良好的耐蠕变性，可以很好的克服屈曲。夹心材料厚度初步拟定为5mm，进行计算模拟，如果屈曲明显则可加厚。 表1 机翼的材料参数

图2 机翼的蒙皮夹心铺层结构 考虑到梁是主要的承力部件，采用[-45/0/45/90]s铺层方式，每层厚度为0.125mm，具体如图3所示。 图3 梁的铺层结构

利用abaqus模拟计算时将工况环境简化，采用一端固定，在机翼下表面加载Y方向的升力，分布如图5所示。 图4 机翼的固定端约束 图5 机翼的载荷分布

模型一的计算结果： 梁每层复合材料的应力云图 图6 梁每层复合材料的应力云图 梁的计算结果分析： 从计算结果中不难发现，机翼前缘的梁承受的力要比尾部的梁大很多，可以考虑适当加厚。对比各层复合材料的受力情况，0°的复合材料层受力明显，可以适当增加0°的复合材料层数。靠机身段的梁应力集中明显，可以在该部位适当增加梁的厚度，也可考虑用工字梁强化该部位。

机翼每层复合材料的应力云图： 图7 机翼每层复合材料的应力云 图（1-5层） 图7 机翼每层复合材料的应力云图（6-7层）

有限元分析理论基础

有限元分析概念 有限元法：把求解区域看作由许多小的在节点处相互连接的单元（子域）所构成，其模型给出基本方程的分片（子域）近似解，由于单元（子域）可以被分割成各种形状和大小不同的尺寸，所以它能很好地适应复杂的几何形状、复杂的材料特性和复杂的边界条件 有限元模型：它是真实系统理想化的数学抽象。由一些简单形状的单元组成，单元之间通过节点连接，并承受一定载荷。 有限元分析：是利用数学近似的方法对真实物理系统（几何和载荷工况）进行模拟。并利用简单而又相互作用的元素，即单元，就可以用有限数量的未知量去逼近无限未知量的真实系统。 线弹性有限元是以理想弹性体为研究对象的，所考虑的变形建立在小变形假设的基础上。在这类问题中，材料的应力与应变呈线性关系，满足广义胡克定律；应力与应变也是线性关系，线弹性问题可归结为求解线性方程问题，所以只需要较少的计算时间。如果采用高效的代数方程组求解方法，也有助于降低有限元分析的时间。 线弹性有限元一般包括线弹性静力学分析与线弹性动力学分析两方面。 非线性问题与线弹性问题的区别： 1）非线性问题的方程是非线性的，一般需要迭代求解； 2）非线性问题不能采用叠加原理； 3）非线性问题不总有一致解，有时甚至没有解。 有限元求解非线性问题可分为以下三类：

1）材料非线性问题 材料的应力和应变是非线性的，但应力与应变却很微小，此时应变与位移呈线性关系，这类问题属于材料的非线性问题。由于从理论上还不能提供能普遍接受的本构关系，所以，一般材料的应力与应变之间的非线性关系要基于试验数据，有时非线性材料特性可用数学模型进行模拟，尽管这些模型总有他们的局限性。在工程实际中较为重要的材料非线性问题有：非线性弹性（包括分段线弹性）、弹塑性、粘塑性及蠕变等。 2）几何非线性问题 几何非线性问题是由于位移之间存在非线性关系引起的。 当物体的位移较大时，应变与位移的关系是非线性关系。研究这类问题一般都是假定材料的应力和应变呈线性关系。它包括大位移大应变及大位移小应变问题。如结构的弹性屈曲问题属于大位移小应变问题，橡胶部件形成过程为大应变问题。 3）非线性边界问题 在加工、密封、撞击等问题中，接触和摩擦的作用不可忽视，接触边界属于高度非线性边界。 平时遇到的一些接触问题，如齿轮传动、冲压成型、轧制成型、橡胶减振器、紧配合装配等，当一个结构与另一个结构或外部边界相接触时通常要考虑非线性边界条件。 实际的非线性可能同时出现上述两种或三种非线性问题。

飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证

飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证 发表时间：2019-12-30T13:08:15.447Z 来源：《科学与技术》2019年 15期作者：倪磊 [导读] 鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一 摘要：鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一，同时也是一种突发性和多发性的飞行事故，因此，结构抗鸟撞设计成为飞机设计必须考虑的要素。本文针对某飞机尾翼前缘结构基于光滑粒子流模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；以前缘结构鸟撞试验为基础，研究了前缘结构受鸟撞击的破坏模式；分析表明：模型的数值结果与试验结果在前缘结构的变形、破坏模式和应变曲线趋势吻合较好。 关键词：鸟撞；SPH方法；前缘结构 中图分类号：V215.9, V216.5 文献标志码：A 0 引言 飞机飞行期间，飞机的迎风面对于鸟撞是敏感部位，这些结构中常设有各种管路系统等重要设施，一旦遭到破坏，飞机的安全性能就得不到保障，因此结构的抗鸟撞能力是设计必须考虑的。 过去通过昂贵的全尺寸鸟撞试验来验证，如果鸟撞验证试验未通过，这就会大大增加飞机的研制风险。因此，为了降低设计阶段成本和风险，数值模拟方法被用来支持取证过程[1]。一个精确的数值模拟模型能够让设计者对鸟撞撞击事件中所表现出的力学行为有更加明确的了解，本文采用大型非线性有限元方法，基于光滑粒子流建立了尾翼前缘结构鸟撞的数值分析模型，详细模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；同时，开展了飞机尾翼前缘结构鸟撞试验，研究前缘结构受鸟撞击的破坏模式。最后，对比分析了模型和试验的前缘结构变形、破坏模式和应变曲线趋势，吻合比较好。 1 尾翼前缘结构 根据某飞机平尾前缘危险部位筛选情况来看，前缘蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置为最危险部位，因该处的对接均在展向同一位置。因此，从对接位置向左向右各延伸4个肋站位截取飞机平尾前缘结构中一段来作为分析和试验的目标，试件总长度1523mm，8个肋站位保证了试件遭受鸟撞时，能量能够充分的扩散。试件包括前缘蒙皮、前缘肋、鸟撞隔板和前梁部分。试验件通过前梁上下缘条连接到两根L 型材上，再通过L型材固定到承力墙上。 2 分析模型 鸟体模型采用SPH方法[2]，是一种无网格型的拉格朗日方法，使用固定质量的可动点，所需的基本方程是守恒方程和固体材料本构方程，非常适合鸟撞数值模拟。鸟体重量取3.6kg，采用球头柱体构型，SPH粒子数取为71616个，每个SPH粒子的重量为0.0503g。鸟体本构采用含失效应变的弹塑性流体动力学本构模型，流体状态方程(体积应变与球应力本构)采用多项式状态方程[3]。 平尾前缘材料本构采用LS-DYNA材料库中的弹塑性本构方程（MAT_PLASTIC_KINEMATIC）。 鸟撞数值分析模型按照真实结构进行建模，结构件之间的连接采用LS-DYNA提供的SPOTWELD连接方式，边界条件采用L型材固支约束的方式。鸟撞位置是前缘结构正中间的前缘点，同时是蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置。鸟体与结构之间的接触采用 AUTOMATIC_NODE_TO_SURFACE，撞击速度取125m/s。 在尾翼前缘结构鸟撞试验之前，对撞击过程进行数值模拟。撞击过程在7ms左右，撞击后在撞击位置蒙皮穿透，肋基本无肋外形特征，隔板断开，前梁发生变形未穿透，分析结果见图1所示。 3 鸟撞试验 试验前试验件固定在承力墙上，标记撞击点位于前缘结构正中间的前缘点，同时是蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置，撞击速度为125m/s。试验中采用鸭代替鸟，重量3.6kg，将鸟弹装入炮管，在空气炮的驱动下鸟弹撞击安装于夹具上的前缘结构。 从试验后的结构情况来看，撞击点处的蒙皮凹陷严重，肋严重变形且与蒙皮连接铆钉全部拉脱，隔板之间对接、与肋和蒙皮连接铆钉全部拉脱；前梁部分立柱及立柱间梁腹板变形，梁腹板与梁缘条连接铆钉拉脱，立柱与梁腹板未见破裂。分析高速摄像和结构形式可知，鸟撞前缘结构过程中，前缘蒙皮与肋的连接很快发生断裂，耗费的鸟体动能较少；穿过蒙皮后撞击到隔板对接位置，鸟体动能主要由隔板对接处来承担，但是此处的隔板对接强度不足，导致鸟体仍然穿透撞击到前梁上，试验结果见图2所示。 4 数值分析与试验对比 图1和图2给出了鸟撞前缘结构最终破损的数值分析变形和高速摄像图。从图中可以看出，鸟体撞击到前缘后开始压缩并且体积变大，部分沿着蒙皮表面滑出，部分直接穿透蒙皮的对接区然后造成隔板对接断开、肋严重变形等。总的来看，鸟体和前缘结构的数值分析和试验吻合的比较好。 图1 鸟撞数值模拟最终破损图2 鸟撞试验最终破损 图3给出了隔板缘条上的应变曲线对比。从图可以看出，试验和数值分析得到的应变曲线趋势吻合的较好，但是峰值有所差距，这是可能由于前缘结构生产过程中的一些误差数值分析无法真实模拟所导致的。

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。 Ａｂａｑｕｓ的热～结构耦合分析功能可以对机身进行温度场计算以及热应力和热变形计算。 对机身的连接件还可以运用Ａｂａｑｕｓ的非线性功能进行塑性和接触等非线性分析。 某航空公司利用ＣＡＴＩＡ几何模型，直接在ＣＡＴＩＡ环境中通过Ａｂａｑｕｓ／ＡＦＣ．构建结构的仿真分析模型。这样仿真分析模型和几何体之间实现关联．几何模型的修改将直接反映到仿真模型的变化。再利用ＡＦＣ为结构添加复合材料．构建复杂的接触非线 性模型。同时，利用Ａｂａｑｕｓ的非线性功能，对结构进行求解，可　万方数据

有限元法及其在工程中的应用

机械与汽车学院 曹国强 主要内容： 1、有限元法的基本思想。 2、结构力学模型的简化和结构离散化。 3、有限元法的实施过程。 一、有限元法的基本思想 有限元法是随着计算机的发展而发展起来的一种有效的数值方法。其基本思想是：将连续的结构分割成数目有限的小单元体（称为单元），这些小单元体彼此之间只在数目有限的指定点（称为节点）上相互连接。用这些小单元体组成的集合体来代替原来的连续结构。再把每个小单元体上实际作用的外载荷按弹性力学中的虚功等效原理分配到单元的节点上，构成等效节点力，并按结构实际约束情况决定受约束节点的约束。这一过程称为结构的离散化。其次，对每个小单元体选择一个简单的函数来近似地表示其位移分量的分布规律，并按弹性力学中的变分原理建立起单元节点力和节点位移之间的关系（单元刚度方程），最后，把全部单元的节点力和节点位移之间的关系组集起来，就得到了一组以结构节点位移为未知量的代数方程组（总体刚度方程），同时考虑结构的约束情况，消去那些结构节点位移为零的方程，再由最后的代数方程组就可求得结构上有限个离散节点的各位移分量。求得了结构上各节点的位移分量之后，即可按单元的几何方程和物理方程求得各单元的应变和应力分量。 有限元法的实质就是把具有无限个自由度的连续体，理想化为有限个自由度的单元的集合体，使问题简化为适合于数值解法的结构型问题。 经典解法（解析法）与有限元法的区别 解析法 { } 建立一个描述连续体性质的偏微分方程组 有限元解法 连续体 数目增加到∞ 大小趋于0 微元 有限元 离散化 （单元分析）集合 总体分析 求得近似解

二、结构力学模型的简化和结构离散化 （一）结构力学模型的简化 用有限元法研究实际工程结构问题时，首先要从工程实际问题中抽象出力学模型，即要对实际问题的边界条件、约束条件和外载荷进行简化，这种简化应尽可能地反映实际情况，不至于使简化后的解答与实际差别过大，但也不要带来计算上的过分复杂，在力学模型的简化过程中，必须判断实际结构的问题类型，是二维问题还是三维问题。如果是平面问题，是平面应力问题，还是平面应变问题。同时还要搞清楚结构是否对称，外载荷大小和作用位置，结构的几何尺寸和力学参数（弹性模量E、波松比μ等）。 （二）结构的离散化 将已经简化好的结构力学模型划分成只在一些节点连续的有限个单元，把每个单元看成是一个连续的小单元体，各单元之间只在一些点上互相联结，这些点称作节点，每个单元体称为一个单元。用只在节点处连接的单元的集合体代替原来的连续结构，把外载荷按虚功等效原理移置到有关受载的节点上，构成节点载荷，把连续结构进行这样分割的过程称为结构的离散化。现举例说明。 设一平面薄板，中间有一个园孔，其左端固定，右端受面力载荷q，试对其进行有限元分割和力学模型简化。

箱体底部框架结构强度计算.(DOC)

箱体底部框架结构强度计算 内容： 一、强度计算说明 二、有限元模型的建立 三、添加材料力学参数 四、有限元模型网格划分 五、边界条件与载荷设置 六、求解结果与分析 七、结论 2017年3月21日张胜伦

一、强度计算说明 该包装箱用于某天线的运输包装，以确保天线在存放、运转时的稳定、干燥，使后续的试验能正常顺利地进行，并保证试验过程中产品质量与安全。其主要安装方式为将天线吊装固定于转接板组件上，再将转接板组件固定于包装箱内的运输支撑板上，之后将箱盖吊装于包装箱底框架上，对正箱底对应安装槽，使用锁扣固定箱盖与底框架，完成天线的包装。 本次分析主要针对包装箱的转接板和底部焊接框架，分析其变形量和强度、刚度是否满足产品使用要求。下图为为箱体底部框架的结构示意图。 图1 包装箱结构示意图 对箱体底部框架的线性静力学强度计算，其过程如下： 1、建立箱体底部框架的结构模型与静力学计算模型；

2、设置箱体底部框架的材料力学性能参数； 3、进行结构化网格划分； 4、编辑合理的边界条件和荷条件； 5、运用线性静态结构求解器进行求解； 6、在后处理模块中加载模型的变形、等效应力情况； 7、根据计算结果，得出结论。 经过长时间的求解计算，最终得出箱体底部框架的线性静力学强度计算结果。 二、有限元模型的建立 本研究中，由于箱体底部框架的一些零件形状结构比较复杂，所以本研究中在不影响整体就够强度的前提条件下对复杂零件进行简化。忽略对箱体底部框架强度影响较小的零部件如螺栓、螺母、扣减以及包装箱内的物品。如图2，为箱体底部框架的详细设计结构模型。

图2 箱体底部框架详细设计模型 箱体底部框架的各个零部件均是由焊接、铆钉连接或者螺栓连接，所以零件上存在大量的焊缝、铆钉孔或者螺栓孔，这些焊缝间隙和孔的尺寸相对于箱体底部框架的整体结构而言很小。而大量的间隙和小孔的存在会在很大程度上影响箱体底部框架整体结构的网格划分，且导致求解不收敛，所以在力学模型中大量的焊缝、铆钉孔和螺栓孔被忽略。箱体底部框架整体结构的线性静力学计算中，假设各个连接部位是安全可靠的，连接和焊接牢固且强度远大于零部件材料的屈服强度。而连接部位是否可靠应在连接强度相对薄弱的部位单独进行强度计算。另外，本研究中仅对箱体底部框架自身的重力进行计算。最终建立简化的力学计算 模型，如图2所示。

我国运行环境下运输类飞机鸟撞适航 条款适宜性研究

Journal of Aerospace Science and Technology 国际航空航天科学, 2017, 5(3), 128-135 Published Online September 2017 in Hans. https://www.sodocs.net/doc/4211181040.html,/journal/jast https://https://www.sodocs.net/doc/4211181040.html,/10.12677/jast.2017.53014 The Study of the Suitability of the Current Transport Aircraft Bird-Strike Airworthiness Regulations under the Condition of Our Country Yan Su1, Chenxuan Gu1, Shunan Dai2, Hui Wang1 1Civil Aviation Institute, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing Jiangsu 2Aircraft Airworthiness Certification Centre of Shanghai, Civil Aviation Administration of China, Shanghai Received: Jul. 7th, 2017; accepted: Jul. 25th, 2017; published: Jul. 28th, 2017 Abstract This paper studied the amendment background and amendment basis of FAA’s transport aircraft bird-strike airworthiness regulations, analyzed Chinese and American bird environment charac-teristics, summarized and compared Chinese and American bird strike data in recent years. The suitability of the current transport aircraft bird-strike airworthiness regulations is analyzed un-der the condition of our country. It provides reference for amendment the bird-strike airworthi-ness regulations. Keywords Transport Aircraft, Airworthiness Regulations, Bird-Strike 我国运行环境下运输类飞机鸟撞适航 条款适宜性研究 苏艳1，顾晨轩1，戴顺安2，王辉1 1南京航空航天大学民航学院，江苏南京 2中国民用航空上海航空器适航审定中心，上海 收稿日期：2017年7月7日；录用日期：2017年7月25日；发布日期：2017年7月28日

对有限元方法的认识

我对有限元方法的认识 1有限元法概念 有限元方法（The Finite Element Method, FEM）是计算机问世以后迅速发展起来的一种分析方法。每一种自然现象的背后都有相应的物理规律，对物理规律的描述可以借助相关的定理或定律表现为各种形式的方程（代数、微分、或积分）。这些方程通常称为控制方程（Governing equation）。 针对实际的工程问题推导这些方程并不十分困难，然而，要获得问题的解析的数学解却很困难。人们多采用数值方法给出近似的满足工程精度要求的解答。 有限元方法就是一种应用十分广泛的数值分析方法。 有限元方法是处理连续介质问题的一种普遍方法，离散化是有限元方法的基础。 这种思想自古有之：古代人们在计算圆的周长或面积时就采用了离散化的逼近方法：即采用内接多边形和外切多边形从两个不同的方向近似描述圆的周长或面积，当多边形的边数逐步增加时近似值将从这两个方向逼近真解。 近年来随着计算机技术的普及和计算速度的不断提高，有限元分析在工程设计和分析中得到了越来越广泛的重视，已经成为解决复杂的工程分析计算问题的有效途径，现在从汽车到航天飞机几乎所有的设计制造都已离不开有限元分析计算，其在机械制造、材料加工、航空航天、汽车、土木建筑、电子电器、国防军工、船舶、铁道、石化、能源、科学研究等各个领域的广泛使用已使设计水平发生了质的飞跃。 国际上早在 60 年代初就开始投入大量的人力和物力开发有限元分析程序。“有限单元”是由Clough R W于1960年首次提出的。但真正的有限元分析软件是诞生于 70 年代初期，随着计算机运算速度的提高，内、外存容量的扩大和图形设备的发展，以及软件技术的进步，发展成为有限元分析与设计软件，但初期其前后处理的能力还是比较弱的，特别是后处理能力更弱。

《飞机结构与强度》考试大纲

《飞机结构与强度》考试大纲 （原科目名称为《飞机结构力学》代码821） 科目代码：821 适用专业：见当年招生专业目录 一、课程简介 “飞机结构与强度”课程旨在重点培养学生的综合分析问题、解决问题的能力和工程应用能力，使学生为专业课学习做好扎实宽厚的理论准备，同时也为毕业生从事民航领域飞机结构维护和深度维修等工作或继续深造提供必要的理论基础。 “飞机结构与强度”课程包括飞机结构力学和飞机结构强度两方面的教学内容。 飞机结构力学从力学的角度来讲授飞机结构的组成规律，飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性的计算方法，并为飞机结构的受力分析和强度计算提供必要的基础理论知识。要求学生能够正确运用所学知识进行飞机结构强度、刚度、稳定性分析计算。 飞机结构强度通过学生对飞机结构在使用中承受的载荷、载荷传递路线及飞机结构在载荷作用下的强度、刚度、稳定性等力学性能的系统学习，使学生掌握有关飞机结构强度计算的基本概念、飞机结构的传力分析、飞机结构在载荷作用下、内力计算的基本原理和基本方法、以及飞机构件的破坏形式和强度校核方法。 二、课程内容 第1章绪论 1.1 飞机结构与强度的任务 1.2 飞机结构形式的发展 1.3 飞机结构力学的研究对象 1.4 飞机结构力学研究的基本原则和基本假设 重点：典型飞机结构元件的功用 难点：飞机结构的计算模型 第2章能量原理基础 2.1 弹性力学问题及基本方程 2.2 功和能的概念 2.3 广义力和广义位移 2.4 虚功原理 2.5 余虚功原理 2.6 叠加原理和位移互等定理 重点：广义力和广义位移 难点：余虚功原理，功和能的计算 第3章结构组成分析 3.1 结构组成分析的任务 3.2 结构组成分析方法

有限元法分析过程

有限元法分析过程 有限元法分析过程大体可分为：前处理、分析、后处理三大步骤。 对实际的连续体经过离散化后就建立了有限元分析模型，这一过程是有限元的前处理过程。在这一阶段，要构造计算对象的几何模型，要划分有限元网格，要生成有限元分析的输入数据，这一步是有限元分析的关键。 有限元分析过程主要包括：单元分析、整体分析、载荷移置、引入约束、求解约束方程等过程。这一过程是有限元分析的核心部分，有限元理论主要体现在这一过程中。 有限元法包括三类：有限元位移法、有限元力法、有限元混合法。 在有限元位移法中，选节点位移作为基本未知量； 在有限元力法中，选节点力作为未知量； 在有限元混合法中，选一部分基本未知量为节点位移，另一部分基本未知量为节点力。 有限元位移法计算过程的系统性、规律性强，特别适宜于编程求解。一般除板壳问题的有限元应用一定量的混合法外，其余全部采用有限元位移法。因此，一般不做特别声明，有限元法指的是有限元位移法。 有限元分析的后处理主要包括对计算结果的加工处理、编辑组织和图形表示三个方面。它可以把有限元分析得到的数据，进一步转换为设计人员直接需要的信息，如应力分布状态、结构变形状态等，并且绘成直观的图形，从而帮助设计人员迅速的评价和校核设计方案。 附：FELAC 2.0软件简介 FELAC 2.0采用自定义的有限元语言作为脚本代码语言，它可以使用户以一种类似于数学公式书写和推导的方式，非常自然和简单的表达待解问题的微分方程表达式和算法表达式，并由生成器解释产生完整的并行有限元计算C程序。 FELAC 2.0的目标是通过输入微分方程表达式和算法之后，就可以得到所有有限元计算的程序代码，包含串行程序和并行程序。该系统采用一种语言(有限元语言)和四种技术(对象技术、组件技术、公式库技术生成器技术)开发而成。并且基于FELAC 1.0的用户界面，新版本扩充了工作目录中右键编译功能、命令终端输入功能，并且丰

飞机座椅的安全性(通用版)

( 安全管理 ) 单位：_________________________ 姓名：_________________________ 日期：_________________________ 精品文档 / Word文档 / 文字可改 飞机座椅的安全性(通用版) Safety management is an important part of production management. Safety and production are in the implementation process

飞机座椅的安全性(通用版) 1旅客座椅的发展 旅客座椅的发展，与民用航空客机的发展是分不开的。随着民用航空客机飞行速度的提高，客舱日益变大，各层次旅客日益增多，旅客座椅为了适应各方面需要，得到不断的改进，并开始考虑到了人身安全问题。 客舱增大，人数增多，服务标准也有所不同。客舱分成头等舱、公务舱和经济舱。客舱的等级不同，首先体现在座位的安排。经济舱的座椅尺寸小，而且座椅之间的距离也小。客舱等级升高，座椅本身的尺寸和座椅之间的间距也越来越大。不管是什么舱位，航空器设计人员对于怎样保护旅客人身安全的思路都是一样的。 最初的旅客座椅，主要是用来乘坐，给每位登机的旅客准备一个位子，其他的方面还没考虑到。后来，由于飞行速度提高了，旅客座椅的强度也根据飞行中发现的问题有所增强。另一方面，航空

公司为了提高客运量，吸引各层次旅客乘坐飞机，对旅客座椅提出了美观性与舒适性的要求，使旅客座椅设计者绞尽脑汁，翻新求奇。 客舱内的旅客座椅全是高靠背沙发。扶手是活动的，可以掀起和放下。扶手内侧边缘上方，有靠背调节按扭。当你按住按钮后，同时依靠背部用力向后靠，靠背便会以下端为轴心，上端向后下方移动，从而达到调节靠背倾斜度的目的。它有一定调节范围，调整到极限后就不会再动了。这样，可以靠着休息。如果你想坐直时，再按动靠背调节按钮，轻轻抬起自己的身体，靠背就会自动恢复原来位置。头等舱内安装的是全躺式软椅，你在需要时从椅子下面拉出一个长方形软凳子，可以将腿部平斜托放在上边，再将靠背向后调至较低的位置，就如同睡在一张松软的卧床上。有的头等舱和公务舱内配备有脚蹬架，利用其躺下睡觉是很舒服的。 旅客座椅的扶手上，有各种小装置，能给旅客提供各种服务。扶手的顶端上是烟灰缸，从一边向下一按就打开了。后来提出禁止机上吸烟，又逐步取消了。右扶手内侧靠里的上部是头灯开关，其上面有发光灯泡的图案，打开后，右上方阅读灯就亮了。下边是呼

航空事故原因分析(标准版)

( 安全常识 ) 单位：_________________________ 姓名：_________________________ 日期：_________________________ 精品文档 / Word文档 / 文字可改 航空事故原因分析(标准版) Safety accidents can cause us great harm. Learn safety knowledge and stay away from safety accidents.

航空事故原因分析(标准版) 1．机件设备 现代飞机的特点是大负荷、高速度，要求飞机及其操纵系统，制动系统可靠度高。所以对工程机务方面要求是非常严格的，一定要符合各种规格参数的要求，并在使用前严格检查，由于机务方面出现的重大事故，如日本85年B747，由于机尾操纵系统失控造成五百多人丧生。 2．空勤人员 航空安全与空勤人员有直接的关系，所以空勤人员要经过严格的选择，政治品质、技术素质、身体适航是选用空勤人员的三个主要方面。选用空勤人员不当会直接影响飞行安全。 3．自然因素 对于某些自然灾害是可以预测或避免的；但还不能完全控制。

风雨雷电等天气变化对飞行的威胁还是很大的，许多事故是出现在人力不能控制的情况下，但随着科学不断进步和发展，对自然条件突变的预测和适应性会有所增强。 4．地面人为原因 指挥管理系统中指挥上的错误，管理上的失调；勤务保障系统中勤务保障失灵，不协调，得不到及时地配合协作也是发生事故原因之一。 5．其他原因 飞鸟撞飞机，不明物体相撞，第三者的破坏等。 据有关资料对飞机失事各种情况的分析，认为“人为因素”占80.5%（其中飞行组占62%，操作程序等占15%，维修占3.5%），非操作方面的因素为6.5%，材料系统故障为8%，天气为4.5%，其它为0.5%。 云博创意设计 MzYunBo Creative Design Co., Ltd.

飞机座椅的安全性

管理制度参考范 本 撰写人： 部 门： 时 机座椅的安 全 、匕

间： 1 旅客座椅的发展 旅客座椅的发展，与民用航空客机的发展是分不开的。随着民用航空客机飞行速度的提高，客舱日益变大，各层次旅客日益增多，旅客座椅为了适应各方面需要，得到不断的改进，并开始考虑到了人身安全问题。 客舱增大，人数增多，服务标准也有所不同。客舱分成头等舱、公务舱和经济舱。客舱的等级不同，首先体现在座位的安排。经济舱的座椅尺寸小，而且座椅之间的距离也小。客舱等级升高，座椅本身的尺寸和座椅之间的间距也越来越大。不管是什么舱位，航空器设计人员对于怎样保护旅客人身安全的思路都是一样的。 最初的旅客座椅，主要是用来乘坐，给每位登机的旅客准备一个位子，其他的方面还没考虑到。后来，由于飞行速度提高了，旅客座椅的强度也根据飞行中发现的问题有所增强。另一方面，航空公司为了提高客运量，吸引各层次旅客乘坐飞机，对旅客座椅提出了美观性与舒适性的要求，使旅客座椅设计者绞尽脑汁，翻新求奇。 客舱内的旅客座椅全是高靠背沙发。扶手是活动的，可以掀起和放下。扶手内侧边缘上方，有靠背调节按扭。当你按住按钮后，同时依靠背部用力向后靠，靠背便会以下端为轴心，上端向后下方移动，从而达到调节靠背倾斜度的目的。它有一定调节范围，调整到极限后就不会再动了。这样，可以靠着休息。如果你想坐直时，再按动靠背调节按钮，轻轻抬起自己的身体，靠背就会自动恢复原来位置。头等舱内安装的是全躺式软椅，你在需要时从椅子下面拉出一个长方形软 凳子，可以将腿部平斜托放在上边，再将靠背向后调至较低的位置，就如同睡在一张松软的卧床上。有的头等舱和公务舱内配备有脚蹬架，利用其躺下睡觉是很舒服的。 旅客座椅的扶手上，有各种小装置，能给旅客提供各种服务。扶手的顶端上是烟灰缸，从一边向下一按就打开了。后来提出禁止机上吸烟，又逐步取消了。右扶手内侧靠里的上部是头灯开关，其上面有 发光灯泡的图案，打开后，右上方阅读灯就亮了。下边是呼唤空中小姐的按钮，通常上面画着个空中小姐图像。如遇事需呼唤空中小姐时，你可以按一下此按钮，空中小姐就来了，因此没什么事情时则不要随便按动此按钮。靠外还有三个音响的小装置，最下面是耳机塞孔，中间是选择频道键，上面是控制音量旋钮。不同机种有不同的设置和布局。另外，前排座椅的靠背后部上面，有一块塑料板，那就是供旅客吃饭、饮水、写字用的小餐桌，可以随

飞行之中防鸟击

近几年，我国由于鸟击原因造成的事故征候已占事故征候总数的1／3，如不采取有效的防范措施，鸟击次数还会增多，对航空器安全的威胁也会越来越大。 随着航空运输市场的发展，全世界航空器的数量不断增加，体积也越来越大，飞行速度更是越飞越快，这就增加了飞机在空中遭遇鸟击的可能性。虽然一些国家和国际航空组织为防治鸟类撞击航空器以及减轻撞击造成的损失做了大量的调查研究工作，采取了很多卓有成效的防范措施，取得了一定成绩，但每年的鸟击事件还是呈上升趋势，造成了巨大的经济损失。近几年我国由于鸟击原因造成的事故征候已占事故征候总数的三分之一左右，如不采取有效的防范措施，可能以后每年发生鸟击事件的次数还会增多，对航空器安全的威胁也会越来越大。 [b]国际国内鸟击事件统计[/b] 2000年，发生在122个国家和地区的8458起鸟击事件中，有38％发生在起飞和滑跑阶段，56％发生在进近和着陆阶段，由此可见，鸟击主要发生在起飞滑跑和进近着路阶段。大型涡扇式飞机被鸟击的次数占到了总鸟击次数的70％以上，现在大型商用和商务机的结构和发动机能够承受较大的鸟击力，它们有比轻型飞机抗鸟击更高的标准。商用和商务飞机被鸟击的可能性和严重性有所增加有以下几方面的原因： 第一，飞机的飞行速度越快、鸟的个头（重量）越大撞击后所造成的潜在危险和损失就越大。很多民航机和战斗机的速度非常快，这不仅减少了向外观察的时间，而且还增大了潜在的撞击力和破坏程度。 第二，飞机的体积越来越大，这意味着更多的机体被暴露在空中，如果遇到一群鸟可能会造成飞机多个部位遭受撞击而损坏。飞机越大机动性也就越差，所以为躲避相撞而采取机动飞行的难度也就越大。飞机的尺寸、风挡的大小和驾驶舱位置限制了观察外界的视野，降低了观察鸟类活动的能力。 第三，商用和商务飞机在起飞、进离场和着路等阶段，经常要遵从规定的飞行路线、减噪音程序以及交通管制的要求，这就减少了选用备用航路来躲避鸟类活动区的可能性。繁忙机场前后机之间的时间间隔很短，限制了进离港飞机为躲避鸟类活动而采用机动飞行的灵活性。 2002年我国报告的鸟击事件数量明显高于往年，根据民航总局适航信息网和航空安全信息网的信息，全国各机场、航空公司和飞行维修公司等有关部门共报鸟击事件94起。分析鸟击事件发生的飞行高度和飞行阶段，可以得到鸟击多发的高度和阶段，从而有针对性地研究和防范鸟击事件的发生，但在我国鸟击事件报告中有75％以上没有明确飞行高度，40％不明事件发生的阶段，这对于研究和防治工作是不利的。 2002年有记载的鸟击高度多发生在1000米以上，1000米以上多为迁徙鸟飞行的高度层，根据鸟击时间判断，鸟击事件也是发生在鸟类迁徙的季节。从已知飞行阶段的鸟击事件分布来看，起飞（8％）、爬升（5．3％）、下降（14．7％）、进近（17．3％）和着陆（9．3％）阶段仍然是鸟击多发的飞行阶段。而且，飞机受损程度中等和严重的鸟击事件都发生在这些阶段。

《飞机结构强度》复习题(ZHAOHUI)123

1、 飞机所受的载荷可以归纳为哪两类？ （表面力和质量力） 2、 飞机的表面力包括哪些内容？P1 飞行中的空气动力,发动机推力,着陆时的地面冲击力 3、 飞机的质量力与什么成正比？它包括哪些内容？P1 与质量m 成正比例,包括重力,以及由法向加速度和切向加速度决定的惯性力. 4、 什么叫过载？它是矢量还是标量？通常所说的过载是指的哪个方向？ P2 作用于飞机或部件上载荷的程度可用无量纲的过载值n 表示, 过载n 可理解为合力R bi 与飞机重力G 之比. 过载n 是矢量, 通常所说的过载是指法线方向. 5、试证明飞机在垂直面内以匀速v 沿半径为R 的圆弧曲线俯冲时，飞机到最低点时的法向 过载n y 最大，并且2max 1y v n gR =+。P2-3 画P.1图1-1(大概画一下),1)写公式1-4第二个,2)公式1-5,3)公式1-6第二个,4)公式1-8上面的一行文字及公式1-8. 6、试证明飞机在水平面内以匀速v 作圆弧盘旋时，盘旋半径R 越小，过载n y 越大。P3 1)G=LCOSr 2)n y =1/G=1/cosr 3)Lsinr=mv 2/R 4)R h = mv 2/Lsinr = mv 2/Gn y = v 2所以盘旋半径R 越小，过载n y 越大. 7、什么是飞机的使用载荷和设计载荷？16页 是飞机在正常使用中所允许达到的最大载荷。设计载荷即为极限载荷，是飞机及各构件在该载荷作用下不应破坏的载荷。 8、什么是飞机载荷的安全系数？为什么要引入安全系数？17页 安全系数为设计载荷与使用载荷之比。1、在使用载荷作用下，飞机结构没有永久变形或屈服。2、在使用时可能出现超过规定的机动动作，从而出现大于规定的使用载荷。3、结构中可能存在初始缺陷。4、设计和试验精度引起的误差。5、重复载荷作用和刚度的要求。 9、为什么飞机载荷的安全系数一般取为1.5？哪些情况下会取更大的安全系数？哪些情况下会取更小的安全系数？17页 在经常重复的且作用时间长的载荷，其安全系数f 会取大点，一般为2；比如飞机着陆时的冲击载荷为经常重复、作用时间短的载荷，取1.65-1.8，而对于弹射座椅等一次使用的零件强度，安全系数可取小一点f=1.25 10、安全系数取得太大或太小会有什么不良后果？ 太大浪费材料，增加重量，造成飞机性能下降；太小容易变形，超过其承受的载荷，安全性下降。 11、什么是飞机的疲劳载荷谱，它有哪些谱型？18页 是描述飞机结构在服役使用的整个时期中所经历的载荷时间历程。有等幅谱、程序谱、随机谱。 12、什么是等幅载荷谱？请分别举例画出等幅谱峰值和谷值的绝对值相等和不等的两种载荷谱曲线。18页 所有载荷峰值谱P 和载荷谷值P 各是一个常数值，峰值与谷值之间载荷变化的幅度P 为一恒定值，称等幅谱2）、请附图(书里的图1-15a 是不等的载荷谱曲线,相等的图形是整个图形往下移,将P m 那条线下移至0的位置所得到图形。

孰是孰非--刍议鸟儿撞击飞机的平均作用力

两大定理的平均作用力 到孰是孰非——刍议鸟儿撞击飞机的平均作用力 浙江省武义第一中学（321200） 陶汉斌 当鸟与飞机相向飞行时，虽然鸟飞行的速度不会很快，但是飞机的飞行速度很快，鸟对飞机造成的撞击会非常大。鸟重0.45公斤，飞机速度960公里／小时，相撞将产生21.6万牛顿的力。鸟重1.8公斤，飞机速度700公里／小时，相撞将产生比炮弹还大的冲击力。那么根据中学物理知识的要求，我们又应该 如何引导学生求解鸟儿撞击飞机的平均作用力呢？下面的两种解法将得到两种截然不同的结果！ 题目：已知某架飞机的质量为Kg M 108.1?=,飞鸟的质量为m=0.5Kg ，飞鸟的主体长度L=0.1m 。如果该飞机被飞鸟撞击时的航速为v=720Km/h ，那么，请你估算飞机被飞鸟撞击时受到的平均作用力F 。 解法一：运用动量定理求解。 以飞机为参照物，则飞鸟的速度约为s m h km v /200/720=≈ 以飞鸟为研究对象，应用动量定理得 0-=mv Ft 式中的t 为飞鸟与飞机的相互作用时间，所以有v L t = 解得N L mv F 5102.0?== 解法二、然而，如果改用动能定理求解又有： 22 1mv FL = 解得：N v L m F 100.1?==22 求得的结果两者不相符，那么到底哪种结论是正确的呢？其原因究竟是什么呢？ 在高中物理知识的教学过程中，经常涉及单个质点的动量定理与动能定理，如果所研究的对象是质点系，那就要考虑内力所做的功和内力的冲量等相关问题，也就是要运用质点系的动能定理与动量定理进行求解。质点系的动能定理指出，系统的动能既可以因为外力做功而改变，又可以因为内力做功而改变，变质点系的动能定理是这样描述的：所有外力对质点系做的功与内力做功之和等于质点系动能的增量。由于飞机被飞鸟撞击的过程中，质点的质量在不断变化，质点系内部之间存在内力。由于一对内力作用时间相同，其冲量之和必为