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內容簡介

飛機艙門係統可靠性分析、設計與實驗詳細介紹飛機艙門係統可靠性分析、設計與實驗的理論方法及工程應用。飛機艙門係統可靠性分析與設計部分主要包含艙門結構可靠性分析設計, 基於可靠性的艙門結構拓撲優化設計、尺寸優化設計、形狀優化設計, 艙門機構可靠性分析, 飛機艙門機電液一體化可靠性分析與設計技術; 實驗部分主要介紹某型飛機艙門結構氣密性實驗、水上應急齣口艙門綜閤功能實驗, 包括實驗原理與設計、實驗技術與設備等。

目錄

前言第 1章艙門結構可靠性分析設計 1
1.1艙門密封結構的氣密性、可靠性分析 · 1
1.1.1 密封組件原理分析 1
1.1.2 密封圈壓縮實驗 3
1.1.3 密封結構壓縮仿真 4
1.1.4 可靠性分析 · 7
1.1.5 小結 9
1.2典型門框抗疲勞可靠性分析設計 9
1.2.1 有限元模型 10
1.2.2 材料參數 11
1.2.3 載荷和邊界條件 · 11
1.2.4 疲勞壽命可靠性分析的原理 12
1.2.5 隨機變量與極限狀態函數 13
1.2.6 雙框構型的關鍵部位的強度與壽命可靠性分析 15
1.2.7 單框構型的關鍵部位的可靠性分析 · 21
1.2.8 小結 27 參考文獻 28 第 2章艙門結構優化設計 · 29
2.1基於可靠性的艙門主支撐臂拓撲優化設計 29
2.1.1 支撐臂基結構 · 29
2.1.2 結構的拓撲優化 · 31
2.1.3 優化目標及約束 · 32
2.1.4 優化結果 32
2.1.5 優化前後的性能對比 33
2.1.6 與現用支撐臂結構的性能對比 35
2.1.7 小結 37
2.2前起落架艙門結構優化設計 39
2.2.1 前起落架艙門的參數化建模技術 39
2.2.2 艙門結構靜強度有限元分析 44
2.3復閤材料氣密艙門形狀優化設計 · 56
2.3.1 基於 HyperWorks的形狀優化 57
2.3.2 艙門的形狀優化流程 58
2.3.3 形狀優化模型 · 59
2.3.4 形狀優化結果 · 62
2.3.5 結果分析 63
2.3.6 小結 64
2.4復閤材料氣密艙門尺寸優化設計 · 64
2.4.1 氣密艙門尺寸優化流程 64
2.4.2 尺寸優化模型 · 65
2.4.3 尺寸優化結果 · 66
2.4.4 小結 67 參考文獻 68 第 3章艙門機構可靠性分析 70
3.1機構可靠性分析概述 70
3.1.1 機構可靠性分析內容 70
3.1.2 機構可靠性分析方法 71
3.1.3 機構可靠性分析數值仿真技術 72
3.1.4 小結 75
3.2艙門收放機構可靠性分析 75
3.2.1 艙門收放機構組成及原理分析 76
3.2.2 艙門收放機構運動仿真分析 77
3.2.3 可靠性分析 82
3.2.4 小結 90
3.3飛機艙門鎖機構運動精度可靠性分析 92
3.3.1 艙門鎖機構的組成及工作原理 93
3.3.2 艙門鎖機構運動仿真分析 94
3.3.3 艙門鎖機構運動精度可靠性分析模型 · 96
3.3.4 艙門鎖機構運動精度可靠性分析 102
3.3.5 小結· 106
3.4應急艙門鎖機構卡滯可靠性分析 106
3.4.1 應急艙門鎖機構的組成及工作原理 107
3.4.2 艙門鎖機構開鎖力測試實驗 108
3.4.3 艙門鎖機構開鎖力仿真分析 109
3.4.4 艙門鎖機構卡滯可靠性分析 114
3.4.5 小結· 116 參考文獻 · 117
第 4章飛機艙門機電液一體化可靠性分析與設計技術 119
4.1飛機艙門係統機電液聯閤仿真 119
4.1.1 軟件介紹 119
4.1.2 接口介紹 120
4.1.3 仿真算例 121
4.1.4 對於雙餘度艙門係統的不同步分析與解決 · 122
4.2飛行環境下飛機艙門電液係統功能可靠性分析 124
4.2.1 地麵艙門功能驗證性實驗 · 125
4.2.2 飛行環境模擬 126
4.2.3 艙門電液係統虛擬樣機的建模 127
4.2.4 隨機高空風場環境與機電液聯閤仿真 129
4.2.5 艙門空中開啓功能可靠性分析 131
4.2.6 小結· 135
4.3飛機艙門係統空中保持工況下電液係統的改進設計 135
4.3.1 飛機艙門空中保持的電液控製係統 136
4.3.2 飛機艙門空中保持工況分析 137
4.3.3 空中保持工況的虛擬實現 · 137
4.3.4 虛擬仿真結果 138
4.3.5 對於液壓係統的改進優化設計 139
4.3.6 小結· 141 參考文獻 · 141 第 5章飛機艙門典型結構、機構實驗研究 143
5.1某型飛機艙門結構氣密性實驗 143
5.1.1 試件與實驗設備 143
5.1.2 氣密構型選型實驗 145
5.1.3 功能實驗 154
5.1.4 氣密性實驗 155
5.1.5 強度加載實驗 158
5.2水上應急齣口艙門綜閤功能實驗 168
5.2.1 試件與實驗設備 168
5.2.2 內-外開鎖手柄力測試實驗 170
5.2.3 調整階差與密封圈壓縮量後的開鎖力實驗 · 175
5.2.4 靜強度加載實驗 177 參考文獻 · 183 索引 184

精彩書摘

第 1章艙門結構可靠性分析設計
飛機艙門結構設計應滿足硬殼式結構的破損安全準則 , 其結構的使用壽命也應與飛機結構壽命大緻相同[1]。如果結構設計不閤理, 飛機在高空飛行時, 可能發生貨艙門意外打開 , 將造成壓力艙減壓或失壓 , 同時還可能影響到飛行姿態, 改變氣動特性, 嚴重時造成飛機墜落甚至解體[2]。一般情況下, 艙門隻承受壓差載荷(貨橋大門還承受貨物的重量), 不參與機身總體受力。貨艙門結構和零件尺寸的確定必須保證組件在單個載荷和一個組閤載荷的最大限製載荷下使用的安全性。為防止組件破壞 , 必須考慮一個最小的安全係數 (一般取1.5), 對於門的鉸鏈及與其相連的連接件 , 可增加 15%的安全裕度 [3]; 對於鑄件和焊件 , 必須同時考慮有關的附加係數要求 ; 當確定承受內壓結構的尺寸時, 需要附加額外的安全裕度值。為瞭不影響飛機的穩定性和操縱性, 當艙門關閉時 , 艙門結構應具有足夠的剛度 , 確保在任何飛行工況下不會發生較大的變形[4]。
保證飛機艙門的可靠性是艙門設計的主要目的之一 [5]。可靠性和其他性能一樣, 在研發設計過程中都必須予以充分考慮。艙門結構的可靠性設計涉及靜強度設計、疲勞強度設計及有限壽命設計等一係列的研究工作[6]。
本章主要對艙門關鍵結構的可靠性進行研究, 主要包括組閤密封組件結構的氣密性能、典型門框結構的疲勞性能及在設計階段就應該予以考慮的材料、載荷、尺寸、間隙等因素的不確定性 , 並在相應失效模式下對相關結構的可靠性、結構參數靈敏度進行瞭分析。
1.1 艙門密封結構的氣密性、可靠性分析
1.1.1密封組件原理分析
飛機艙門密封是防止艙內漏氣或失壓的重要保障, 與艙門的氣密性能和密封結構的設計密切相關[7]。圖 1.1是某型飛機艙門關閉時的結構圖 , 圖 1.2是對應的組閤密封結構截麵示意圖, 主要由P形密封圈、密封壓條、Z形擋件、門體和門框組成。
由於製造誤差、安裝同軸度及在使用過程中産生的磨損等因素的存在, 密封結構實際位置與設計值之間存在隨機性偏差 , 這種隨機性偏差嚴重影響艙門的剛度特性和氣密可靠性[8]。
圖 1.2抽取瞭圖 1.1門體密封結構形式的截麵示意圖 , 其裝配關係主要取決於以下關鍵結構參數: 門體與門框間隙 d1、擋件在門框上的縱嚮距離 d2、Z形擋件自身的橫嚮尺寸 d3、艙門關門行程 d4及擋件倒角半徑 r。
密封圈是一種能夠發生大變形的高彈性橡膠材料, 其壓縮變形特性對艙門整體的氣密剛度起主導作用。因此 , 壓縮變形特性是選型的重要依據之一。目前 , 已經有很多學者基於有限元方法分析瞭實心橡膠圈的壓縮應力特性 , 針對指尖密封、O形密封、球型密封等密封形式研究瞭密封材料、仿真及結構參數對密封性能的影響[9]。
本節選取瞭飛機艙門設計中應用較為廣泛的 P形密封圈組閤密封結構 , 考慮到密封結構參數的隨機性 , 采用密封圈壓縮實驗結閤有限元仿真 , 應用Monte CArlo法抽樣分析瞭密封結構的氣密可靠性和參數靈敏度。

1.1.2 密封圈壓縮實驗
艙門密封圈實驗件如圖1.3所示, 尺寸為 660mm×1360mm、內徑為 10mm的 P形截麵, 其橡膠的硬度值 (邵氏)為50。實驗測試的兩種密封圈分彆為 : 1平紋型織物增強, 厚度為 1.5mm; 2無織物增強, 厚度為2mm。實驗測試壓縮量均為0~7mm。根據實驗件的尺寸及加載類型, 本節選用瞭 FTS復雜加載係統作動筒進行實驗(量程: 10kN, ±60mm)。實驗裝置示意圖如圖1.4所示。
將實驗件固定在艙門密封圈卡槽上 , 平麵門體與油缸連接 , 通過實驗機作動筒控製壓縮量 , 作動筒加載速率設置為 0.2mm/s, 可視為靜態加載。實驗加載平闆艙門壓頭稍大於密封圈 , 尺寸為700mm×1400mm。為保證平闆的加載剛度 , 平闆艙門壓頭材料采用 45號鋼, 厚度為20mm。為瞭消除重力對夾具的影響 , 實驗前對 FTS設備的測試力進行標定, 同時利用水平儀對加載夾具進行水平校核。
實驗過程中, 密封圈壓縮量每增大1mm,測量並記錄相應的加載力。實驗結果如圖1.5所示, 壓縮量隨壓縮力呈非綫性上升趨勢, 並且在相同變形量下, 織物增強型密封圈的壓縮力明顯高於普通橡膠密封圈, 具有更大的壓縮比。


1.1.3密封結構壓縮仿真
與飛機艙門門體、門框和擋件材料 ( E . 70GPA )相比, 密封圈材料的模量 ( E . 0.0075GPA )較小。作為大柔度結構的密封圈直接決定著門體的氣密剛度 , 需要著重關注密封圈的變形。因此 , 本節將門體、門框、密封壓條和擋件近似為剛體, 隻考慮密封圈的變形。圖 1.6為艙門密封結構的有限元模型 , 單元類型選擇四節點平麵應變 HerrmAnn單元, 單元總數為 650。
密封圈一般設計有小孔 , 飛行過程中, 艙內壓力能夠通過這些眼孔滲透進密封圈內。這樣不僅起到加強密封的作用 , 而且延長瞭密封圈的使用壽命 [10]。圈內氣壓的作用效果可以采用MARC軟件中的CAVITY(氣囊空穴模型 )單元來進行模擬。正常飛行條件下 , 艙內恒壓值設定為 0.076MPA。摩擦模型為庫侖模型 , 硬鋁與橡膠的摩擦因數取0.25。
密封圈是橡膠材料, 工程上通常采用 Mooney-Rivlin模型或 Ogden模型來描述其材料特性 [11]。利用MARC軟件中的“EvAluAte MAteriAl”,分彆采用上述兩種模型對密封圈壓縮實驗數據進行擬閤後, 發現Ogden模型與實驗數據基本吻閤 (圖 1.7)。其應變能函數定義為 (1.1)
k k 111231k式中, W為應變能密度 ; .i為伸長率; .k、.k為模型係數, 可以通過擬閤應力 -應
k
變實驗數據得到。

圖 1.7 采用 Ogden模型擬閤密封圈材料實驗數據艙門關閉過程中, 密封圈要經曆一個大變形、大應變過程, 其有限元網格不斷
發生移動、扭麯 , 尤其與剛體界麵 (門框和擋闆)接近的單元經常在接觸與非接觸之間變動, 在 MARC軟件中對接觸區域采用自適應網格重劃分技術來解決網格畸變問題, 可以獲得更為精確的結果 [12]。采用接觸區域網格自適應加密技術計算得到密封圈截麵 CAuchy應力分布情況 , 如圖 1.8所示, 最大應力齣現在密封圈與擋件的接觸部位, 大小約 15.5MPA。


密封圈、門框及 Z形擋件的單位麵積法嚮壓縮力如圖 1.9所示, X_frAme錶示密封圈、門框的 X方嚮接觸力 , X_bAffle、Y_bAffle錶示密封圈、擋件的 X方嚮和 Y方嚮的接觸力 (X、Y的方嚮如圖 1.6所示)。從圖 1.9中可以看到, 當關門壓縮量達到1.05mm時, 密封圈與 Z形擋件發生接觸; 當關門壓縮量達到 3.26mm時, 密封圈

前言/序言

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