飞机机翼结构分析论文（精选11篇）
篇1：飞机机翼结构分析论文
飞机总体设计阶段机翼结构质量分配方法研究
提出了一种机翼结构质量分配方法，能根据飞机总体设计参数，把机翼结构质量分配到承弯结构、承剪结构、分布气动载荷所需结构、起落架安装影响结构等12个功能结构部分。建立了飞机总体设计阶段机翼结构质量分配的分析模型，然后根据现有飞机机翼的质量和飞机总体几何参数，用参数优化方法确定了该分析模型中的`结构修正系数，从而得到一个机翼结构质量分配模型。用8架飞机的机翼所完成的算例证明了该方法的有效性和合理性。
作 者：王和平Wang Heping 作者单位：西北工业大学飞机系,刊 名：西北工业大学学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF NORTHWESTERN POLYTECHNICAL UNIVERSITY年，卷(期)：19(2)分类号：V211 V211.91关键词：飞机总体设计 机翼结构质量 质量分配 歼击机
篇2：飞机机翼结构分析论文
简要描述了某系列飞机机翼油箱输油系统的工作原理、故障现象和特点.分析了该故障的原因和影响因素.结果表明,机翼油箱增压管路结构设计存在缺陷,积聚在管路中的冷水不能排除干净,随着使用时间的.增加,引起活门锈蚀,影响其正常工作.飞机在冬季寒冷潮湿的天气进行地面试车检查时,潮湿空气进入增压管路后形成的冷凝水聚集在活门内部,飞行时遇到气温突然下降,冷凝水结冰引起输油增压系统管路堵塞,增压空气无法打开活门向机翼油箱增压,导致系统不能正常输油.在查明故障原因和影响因素的基础上,提出了预防机翼油箱输油系统故障的措施.
作 者：马建铎 陈群志 田中笑 MA Jian-duo CHEN Qun-zhi TIAN Zhong-xiao 作者单位：马建铎,田中笑,MA Jian-duo,TIAN Zhong-xiao(中国人民解放军第93363部队,吉林,公主岭,136100)
陈群志,CHEN Qun-zhi(北京航空工程技术研究中心,北京,100076)
篇3：某通用飞机机翼结构设计简介
目前, 通用航空产业在我国已经取得了日新月异的发展, 在这种大环境下, 自主设计研发通用飞机也势在必行。
本文介绍的某超轻型飞机为低空、低速、非气密的两人座飞机, 升限为3000m, 巡航速度为200km/h。
该飞机主要用于飞行训练、娱乐飞行、航空体育飞行、旅游观光飞行、航空摄影等, 不作机动特技飞行。机翼结构设计的任务就是根据飞机总体设计提出的机翼平面形状、翼型、机翼与机身的相对位置及部位安排设计出能满足飞行技术要求的机翼结构。
1 机翼的结构设计
1.1 概述
该超轻型飞机的机翼为矩形单梁式下单翼结构, 机翼为NACA4415改型, 有翼尖小翼的构型。机翼固定结构由机翼中段、前缘、后缘、翼梁、翼尖、整流罩等组件构成;机翼包含的活动面有后缘襟翼、副翼及调整片。
飞机左右机翼各布置一块后缘襟翼和一块副翼, 右机翼在副翼处有一个调整片。机翼各构件连接形式为铆接。机翼后缘襟翼采用开裂式襟翼, 下缘前端有固定转轴结构, 其运动形式为绕固定转轴旋转。翼尖和整流罩为玻璃纤维材料, 利于减重。机翼可选装折叠系统便于机库存放。
1.2 机翼翼型的确定
总体设计方案给出机翼翼型为NACA4415改型, 主要把机翼的下弧面后段修平, 机翼的翼尖向上翻起, 用于延缓机翼失速。
该飞机机翼的外形为矩形, 从气动性讲, 椭圆形机翼相对较好, 但矩形机翼在结构布局上更为简单, 例如翼肋的外形完全相同, 使得工艺简单, 便于加工及安装。
1.3 单梁式机翼结构设计
机翼的基本受力构件包括翼梁、接头、翼肋和蒙皮。根据机翼载荷情况, 该飞机设计成单梁式机翼。单梁式机翼的结构特点是有一根比较强的梁, 梁布置在翼剖面最大的高度处。由于机翼的全部弯矩都由梁承受, 所以在翼梁的根部有固定接头与机身连接, 来传递剪力和弯矩。
下面重点介绍翼梁 (包括接头) 、翼肋的设计;蒙皮的设计比较简单, 在此处不做详细的论述。
1.3.1 翼梁设计
翼梁主要承受剪力和弯矩, 它是机翼主要的纵向受力件。薄蒙皮梁式机翼中弯矩基本上由翼梁承受。
1) 翼梁结构形式和布局
该型飞机属于载荷小的低速超轻型飞机, 其翼梁的结构采用板弯腹板和缘条铆接组合梁形式。翼梁组件由腹板、梁缘条、加强角材、连接带板和接头组成。
(1) 腹板
梁腹板主要承受剪力, 且小载荷梁的腹板比较薄, 直接用厚度为1.2mm的薄铝板轧制出下弯边。为了达到减轻重量的目的, 在其上冲制减轻孔。
(2) 缘条
梁缘条主要承受机翼的弯矩, 由于机翼的弯矩延展向是变化的, 所以缘条的剖面不是等剖面的, 稍部缘条剖面小, 根部缘条剖面大。由于整个机翼梁的缘条比较长, 为了便于加工通常要分段。该飞机在翼梁上部布置上缘条, 分内外两段, 由L型挤压型材制造。两段缘条采用搭接形式, 连接成一整体。稍部缘条型材截面小, 与腹板用单排铆钉连接, 靠近接头的根部缘条型材截面大, 用双排铆钉与腹板铆接。腹板下部弯边内侧布置连接带板, 上缘条内侧布置加强角材和连接带板。
(3) 机翼接头
接头的作用就是将机翼上的载荷传递到机身上。机翼接头在机翼结构中是重要受力件, 也是整个飞机的关键件。机翼接头在设计前要进行初步估算, 根据通过机翼的最大升力算出的机翼根部的弯矩和剪力, 合理设计和选材, 设计后要进行强度核算。基于以上原则, 机翼的接头设计成变截面的形式, 采用30CrMnSiA钢板机加成形。
1.3.2 翼肋设计
1) 翼肋结构形式
为了便于和翼梁腹板连接, 整个翼肋分成前、中、后三段。考虑机翼载荷情况和工艺性, 该飞机翼肋设计成铆接肋, 具体结构是板弯腹板开减轻孔式。三段翼肋均选用0.5mm的铝合金薄板轧压出弯边, 中段和前缘肋上有减轻孔。中段翼肋有四个弯边, 分别与机翼蒙皮、翼梁腹板及后缘肋的连接角片铆接。前缘肋的三个弯边分别与前缘蒙皮和翼梁腹板铆接。
2) 翼肋布局
该飞机单侧机翼展向长度 (不包括翼尖) 约为3200mm, 根据肋距统计给出的小型飞机肋距约为300mm这一原则, 单侧布置11个肋, 每个肋间距均为300mm。由于该飞机机翼为矩形, 翼肋布置成与翼梁垂直, 同时也是顺气流航向。矩形机翼使得11个肋的外形完全相同, 最靠近机翼接头的肋定义为1号肋, 然后从内向外依次为2至11号肋。
根据总体设计布局的要求, 有集中载荷的部位要设置加强肋。由于机翼根部承受集中力, 所受弯矩最大, 所以1号肋设计为加强肋。加强肋与其它10个普通肋在结构设计上有所不同, 在1号肋上有加强窝及在肋腹板上铆接竖向角材支柱。加强窝的作用类似于弱支柱, 起到增加腹板稳定性和侧向刚度的作用, 腹板上布置多个支柱, 也可以提高腹板的剪切稳定性。同时机翼根部还作为登机踩踏点, 受力较大, 因此在1、2号肋之间进行了加强, 布置横向槽形加强件。
1.4 后缘襟翼和副翼设计
为了增加升力, 改善起飞和着陆性能, 在机翼后缘下部安装了襟翼及在后缘外侧安装了用于飞机横向操纵的副翼。由于该飞机为超轻型飞机, 前缘没有设计增升装置。
1.4.1 后缘襟翼
该飞机襟翼为分裂式襟翼, 其特点是结构简单, 重量轻。襟翼位于机翼后缘下面, 靠近机身, 在副翼的内侧。
1) 襟翼结构
该襟翼结构为板弯成形翼肋和蒙皮的铆接组合结构。整个襟翼一共布置10个肋, 肋间距设置从外到里依次减小, 越靠近翼根, 间距越小, 因为翼根部位弯矩较大, 肋间距小有利于增加抗弯能力。襟翼蒙皮分上下两块, 由厚度为0.5mm的薄铝板按照翼肋的外形板弯成形, 在襟翼前端为蒙皮搭接处, 相当于梁平面, 可以安装铰链。
2) 连接形式
由于襟翼结构轻薄, 为了避免应力集中, 它与机翼中段采用琴键式的固定铰链连接。这种连接方式的弊端是在飞行中由于机翼变形, 使襟翼的转轴变弯, 难以灵活操纵, 甚至卡住。由于低速超轻型飞机机翼变形很小, 所以采用这种连接形式问题不大。琴键式铰链分别安装在机翼中段后端面 (机翼副梁平面) 和襟翼前端蒙皮搭接处, 用抽芯铆钉连接。
1.4.2 副翼
1) 副翼结构
该飞机副翼为传统副翼结构, 即单梁、小肋间距、弱翼肋薄蒙皮结构。蒙皮为整块薄板板弯成形, 搭接处相当于副翼的梁。整个副翼等间距布置4个翼肋。仅右机翼副翼安装一个调整片, 调整片为长方形铝合金薄板, 通过三处突出耳片与副翼翼尖蒙皮下部用抽芯铆钉连接。通过钢索操纵调整片带动副翼, 这样可以降低操纵力矩。
2) 连接形式
由于该飞机副翼结构也比较简单, 它与机翼同样采用琴键式的固定铰链连接。铰链分别安装在机翼中段后端面 (机翼副梁平面) 上部和副翼前端蒙皮搭接处。
1.5 机翼与机身连接结构设计
1.5.1 机翼、机身对接接头形式
机翼上的总体内力-弯、剪、扭将由机身提供支反力来平衡。为了保证机翼上的所有的弯、剪、扭都能传到机身上, 薄蒙皮单梁式机翼在根部与机身为三点连接, 即固接接头为上下两组耳片、铰接接头有一组耳片的形式。
该飞机机身加强框上与机翼连接用的上下两个固接接头和一个铰接接头均为单耳片, 机翼上的两个固接接头和一个铰接接头均为双耳片。接头对接采用垂直耳片叉耳连接形式, 即所有耳片全部垂直设置, 连接螺栓顺航向水平放置, 这种形式使得接头在传递剪力、弯矩时螺栓均受剪, 这对提高连接件的疲劳强度有利, 非常适用于像这样的低速小飞机。
1.5.2 机翼的连接结构设计
在进行连接结构设计时要考虑两点:机翼接头本身的强度和机翼载荷向机身的传递, 保证受力和传力要可靠。机翼与机身的连接结构必须要把左右机翼传来的载荷传给机身, 根据连接结构形式, 合理设计传递剪力、扭矩和弯矩的构件。机身上连接机翼的前部上下固接接头安装于第三框, 因此第三框设计为加强框, 并且与起落架固定梁相连, 后部铰接接头固定于第五框, 第五框是起落架固定梁的一部分, 这样由固定机翼的第三框和起落架固定梁一起形成了完整的主承力结构, 将来自机翼上的载荷有效地传到机身上。
1.5.3 机翼与机身对接接头处的传力分析
1) 剪力是以连接螺栓受剪和连接接头受挤压的形式, 由固接接头和铰接接头传给机身的第三框和第五框, 机身框受Y向力;
2) 弯矩是以机翼梁缘条轴力形式直接从前部的固接接头传给机身框, 连接螺栓受剪, 机身框受弯矩M;而后接头与机身是铰接相连, 只能传递剪力, 不传递弯矩;
3) 扭矩是由组成机翼中部盒段的蒙皮和翼梁腹板受剪向机翼根部传递的。在机翼根部的加强肋 (1号肋) , 能把沿盒段周边的闭合剪流转换成由两个垂直剪力组成的力偶, 通过对接接头传给机身。
2 结论
经过对机翼强度进行计算, 其中包括对机翼接头、翼梁、翼肋、蒙皮等重要结构进行的静强度计算。计算结果表明机翼结构满足强度和刚度的要求, 能安全、可靠地完成机翼所应承担的功能。
另外, 经计算机翼重量也符合要求。综合验证, 该飞机机翼结构布局及设计方案合理, 为今后公司通用飞机新型号的研发奠定了坚实的基础并积累了宝贵的设计经验, 形成了我们研发部门自己的设计思路。
摘要：为梳理某超轻型通用飞机机翼结构设计思路和总结设计方法, 从飞机的机翼结构布局、设计细节和要点、关键部位的受力和传力分析等方面对机翼结构设计作了详细的介绍, 其中重点介绍机翼的主要承力结构元件的设计和操纵面的受力及结构设计, 并对该飞机机翼机身连接结构设计进行了较详细的论述。经过精心设计及相关强度计算验证, 整个机翼结构满足设计要求, 为今后通用飞机的新型号的自主研发设计提供了很好的思路并积累了宝贵的经验。
关键词：超轻型飞机,翼梁,翼肋,副翼,襟翼
参考文献
[1]《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第2册.标准和标准件, 北京:航空工业出版社, 2000, 10.
[2]《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第3册.材料, 北京:航空工业出版社, 2000, 10.
[3]《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第9册.载荷、强度和刚度, 北京:航空工业出版社, 2000.10
[4]《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第10册.结构设计, 北京:航空工业出版社, 2000, 10.
篇4：飞机机翼结构分析论文
关键词：耐久性 当量初始缺陷尺寸（EIFS） 原始疲劳质量（IFQ） 概率断裂力学方法（PFMA）
中图分类号：V215.2 文献标识码d：A 文章编号：1674-098X（2015）02（c）-0081-02
随着航空事业的发展，先进飞机的多用途、高性能、高制造成本要求飞机必须有高可靠性、长寿命，高出勤率和低维修成本。飞机结构的耐久性设计就是为了满足上述目标而发展起来的一项新技术。美国空军已从20世纪80年代开始展开对飞机结构耐久性的研究。目前，我国已开展对飞机结构耐久性的研究，并且应用于新研飞机的设计和现役飞机寿命的可靠性评定[1]。
耐久性是飞机结构固有的一种基本能力，它是结构在规定时间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物损伤作用的能力[2]。本文通过材料为国产铝合金7050-T7451的某型飞机关键部位模拟件在谱载下多种应力水平的耐久性试验，為评定疲劳关键件耐久性设计和使用寿命提供基础。
1 耐久性分析原理
文章采用概率断裂力学方法（PFMA）进行耐久性分析，即在给定载荷谱的高、中、低3种应力水平下，以结构细节模拟件通过耐久性试验获得的断口金相数据集为基础，应用概率断裂力学，建立描述结构原始疲劳质量（IFQ）的通用当量初始缺陷尺寸（EIFS）分布，进而给出结构损伤度随时间变化的函数关系，依据指定的损伤度和可靠度预测结构的经济寿命[3]。
通用EIFS分布是由给定谱载和几种不同应力水平下的裂纹形成时间（TTCI）分布所导出的EIFS分布经过不同应力水平下的综合处理得到，TTCI分布由一组相同的结构细节进行裂纹扩展试验，获得裂纹尺寸a随试验时间t的变化规律，根据断口（a，t）数据对及短裂纹扩展公式确定其分布参数。对于紧固孔类型的结构细节，TTCI服从三参数Weibull分布：
（1）
式中：T为TTCI；为形状参数；为尺度参数；为TTCI的下界（即位置参数）。
由试验件的断口金相分析结果可确定出3个威布尔参数，即、和。
为了便于比较EIFS分布情况，结构细节原始疲劳质量可用特征裂纹尺寸表示，即95%置信水平和95%可靠度下TTCI对应的EIFS来表示。
假设t时刻对应应力区i的细节裂纹尺寸超过指定参考裂纹尺寸的概率为。与对应的在t=0时的当量初始缺陷尺寸为。给定应力区的随时间变化的曲线称为SCGMC，其数学表达式：
（2）
在进行耐久性分析时，应为细节的经济修理极限ae，本文取ae=0.8mm。对于实际结构细节所在的应力区，Qi为实际结构细节所在的应力区最大名义应力对应的裂纹扩展速率。
在时间t时，给定应力区i的裂纹尺寸超过定参考裂纹尺寸的概率为裂纹超越数概率，用表示，其数学表达形式为：
（3）
将确定的代入上式可得任意时刻的裂纹尺寸分布：
0<≤xu （4）
损伤度是指结构在t时所产生的耐久性损伤，它通常用结构细节群的裂纹超越百分数表示。损伤度是时间的t的函数。其表达式为：
（5）
式中为细节总数。
根据损伤度要求，可反推得到裂纹超越数概率，继而得到经济寿命。
2 试验及数据处理
2.1 试件
本文试验件为飞机机翼根部的模拟件，为“反向双犬骨型”连接件，材料均为国产铝合金7050-T7451，如图1所示。试件分为5组，每组25件，具体分类见表1。
试件含3类连接型式（高锁螺栓、普通螺栓、普通铆钉）理论钉传比相同（15%）及3组连接型式（高锁螺栓）相同，钉传比不同的典型细节。
2.2 试验内容
试验载荷谱为机翼根部弯矩谱，飞-续-飞随机系数谱，其最大值为1，最小值为-0.157。一个周期含8739个峰谷对，代表529个起落、500飞行小时，该谱含标识载荷。
采用INSTRON8801（±100KN）疲劳试验机进行试验，在室温大气下进行耐久性试验。加载频率为10Hz。
试验过程中，对每组试验件在高、中、低三种应力水平下进行耐久性试验。在正式试验前首先进行应力水平摸索试验，确定试验用中等应力水平，即在该应力水平下，试验件的裂纹萌生寿命（对应孔边0.8 mm裂纹）在10000飞行小时左右，对应载荷谱循环20次。高等应力水平是中等应力水平的1.15倍左右，低等应力水平是中等应力水平的0.9倍左右。每个应力水平下需有5～8件有效试件。试验中通过读数显微镜观测并记录裂纹扩展情况，当裂纹超过4 mm时停止试验，测量试件剩余强度。
2.3 断口分析
对主导裂纹引起的试件断口进行金相分析以得到数据集。在裂纹长度范围0.3～1.5mm至少获得7组数据对。对于本文的反向双犬骨试件，仅观察两个钉孔中最大的主导裂纹，记录该裂纹的尺寸数据。图2为体式显微镜放大30倍的典型断口形貌图。
根据PFMA方法，处理断口数据集，获得通用EIFS分布及双95%下的值。为了比较各个参数对耐久性的影响，需得到模拟件的经济寿命，从而便于量化分析。假设模拟件所处的应力区应力为200MPa，共有100个结构细节，据此分析每组试验件的SCGMC。根据EIFS分布参数，结合SCGMC方程，预测出在使用时间为5000飞行小时时模拟件细节超越数，在50%的可靠度下，允许损伤度为D=3时计算出结构件的经济寿命。
3 试验结论
根据PFMA方法，分析断口数据，结果如表2所示。
研究结果表明：
（1）《美国空军损伤容限设计手册设计分析指南》允许的EIFS额定值为0.127 mm，由表2可知各组试件EIFS均小于0.127 mm，则可以得出各组试件原始疲劳质量均符合要求；
（2）连接型式对构件的原始疲劳质量及经济寿命影响均较大，高锁螺栓连接件的耐久性显著高于普通螺栓及普通铆钉连接件。这可能与高锁螺栓干涉配合作用、螺栓预紧力等因素有关。因此推荐飞机关键部位及难修理部位采用高锁螺栓的连接型式。
（3）钉传比对结构件原始疲劳质量有影响，对比试件3、4和5，发现同一应力水平下钉传比越小的试件经济寿命越长。建议对于高锁螺栓连接件，在一定范围内，可通过减小其钉传比或补强承载较大钉传比的钉孔强度以提高构件耐久性。
参考文献
[1]陈勃，鲍蕊，张建宇.飞机结构耐久性_损伤容限综合设计与分析[J].北京航天航空大学学报，2004，30（2）：139-143.
[2]杨波，童明波，董登科.飞机结构紧固孔耐久性符合性检查与评估[J].南京航天航空大学学报，2008，40（4）：493-497.
篇5：飞机机翼结构分析论文
对双后掠布局无人机进行了结构设计,确定了翼面结构方案,并利用有限元软件MSC.Nastran进行应力变形分析,结果达到设计要求;同时为了节省计算周期,以布局外形参数设置为驱动参数,使用CAD软件Catia为结构建立了参数化模型,并将其作为结构优化的输入文件,通过Patran完成优化设置,用Nastran完成结构质量优化,这些工作为气动结构一体化设计奠定了基础.
作 者：宋世涛 梁煜 程小全 陈浩 SONG Shi-Tao LIANG Yu CHENG Xiao-Quan CHEN Hao 作者单位：北京航空航天大学,飞机设计所,北京,100083 刊 名：飞机设计 英文刊名：AIRCRAFT DESIGN 年，卷(期)： 28(2) 分类号：V212 关键词：无人机 结构设计 翼面结构 参数化 优化
篇6：飞机机翼结构分析论文
机翼重量分配方法在轻型飞机中的应用
针对目前飞机初始设计阶段的.机翼重量估算公式变量较多,条件限制因素较复杂的情况,提出了一种按照机翼重量分配来估算重量的方法.把机翼重量分配到:承弯结构、承剪结构、分布气动载荷结构、起落架影响结构、前后缘结构、襟副翼机构,燃油影响结构、以及其它附属结构.此方法已经在大型飞机的机翼重量估算上取得了良好的效果.通过与一系列常用机翼重量估算公式的对比分析,并且利用已知的10种轻型飞机完成了算例,结果证明此方法有很强的适应性.
作 者：齐利剑 王和平张方 QI Li-jian WANG He-ping ZHANG fang 作者单位：西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072刊 名：航空计算技术 ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE年，卷(期)：39(1)分类号：V211.91关键词：轻型飞机 机翼重量 重量估算 结构重量 初步设计
篇7：飞机机翼结构分析论文
为了进行腐蚀条件下飞机结构的`疲劳寿命与日历寿命评定,需对结构模拟件进行加速腐蚀试验,所用当量加速关系是否准确关系到结果的可靠性.通过对某机翼主梁结构模拟件进行加速腐蚀试验研究,提出了腐蚀影响系数法,并应用该方法计算了该结构模拟件在某加速谱下的当量加速关系.
作 者：程文 金平孙金立 张海兵 CHENG Wen JIN Ping SUN Jin-li ZHANG Hai-bing 作者单位：程文,CHENG Wen(海军航空工程学院,研究生管理大队,山东,烟台,264001;海军航空工程学院,青岛分院,山东,青岛,266041)
金平,孙金立,张海兵,JIN Ping,SUN Jin-li,ZHANG Hai-bing(海军航空工程学院,青岛分院,山东,青岛,266041)
篇8：飞机机翼结构分析论文
机翼油箱结构晃振模拟试验台可以用于模拟真实机翼结构晃振现象, 进而为晃振动力学及其控制研究提供支持。本文首先提出了机翼油箱结构晃振模拟试验台结构设计方案, 并利用有限元方法进行了试验台结构无液体工况的模态分析。该试验台振动频率与真实机翼接近, 能够模拟真实机翼结构晃振, 可满足飞机机翼油箱结构晃振动力学与控制的研究要求。
1 机翼油箱结构晃振模拟试验台结构
由于一般平直机翼布局的飞机可以把机翼看成是固定在飞机机身上的悬臂梁, 而且机翼面积远大于翼剖面面积, 再者机翼厚度远小于机翼长度和宽度, 悬臂梁结构又可近似为悬臂板结构, 通过设计使悬臂板结构一阶模态与某小型飞机平直机翼油箱结构 (一阶频率为1~2Hz) 接近, 故该悬臂板结构可以用来模拟该飞机机翼结构。用圆筒形充液容器模拟机翼油箱安装在悬臂板上, 在外激励下使充液容器产生纵向晃动 (圆筒容器长度方向为纵向) , 即可以模拟真实飞机机翼油箱结构晃振。
如图1所示, 悬臂板结构一端固定在支座上, 该支座为结构钢材料。固定夹具材料为铝合金, 通过3组螺栓把悬臂板紧紧夹住。悬臂板材料为铝合金, 圆筒容器材料为有机玻璃。悬臂板和圆筒容器具体尺寸和材料性能如表1所示。
2 试验台结构模态分析
本文考虑圆筒容器无液体的工况进行模态分析。利用有限元分析软件ANSYS进行试验台模态分析, 首先建立如图1所示的试验台几何模型, 然后定义试验台各部件的材料属性, 接着进行有限元网格划分, 如图2所示。
无液体工况下试验台前6阶固有频率如表2所示, 从表2可以看出, 无液体工况试验台各阶固有频率与文献[5]和文献[6]中的机翼固有频率相比处于相同的频率范围, 尤其第1阶频率和振型十分相近, 说明设计的机翼油箱结构晃振模拟试验台能够反映真实机翼的振动特性。
3 结语
真实飞机机翼油箱结构晃振试验结构复杂、成本高, 不适于有关机翼油箱晃振的科学研究。本文设计的飞机机翼油箱结构晃振模拟试验台结构简单、成本低, 其固有频率与真实机翼接近, 其各阶固有振型与真实机翼相对应, 能够反映真实机翼油箱结构的动力学特性, 可以满足飞机机翼油箱结构晃振动力学分析与控制的研究要求。
摘要：为研究飞机机翼油箱结构晃振现象及其控制, 提出了机翼油箱结构晃振模拟试验台结构设计方案, 利用有限元方法对其无液体工况进行了模态分析, 以确保晃振模拟试验台振动频率与真实机翼接近, 能够模拟真实机翼结构晃振。设计的晃振模拟试验台可满足飞机机翼油箱结构晃振动力学分析与控制的研究要求。
关键词：机翼油箱,晃振,有限元,模态分析
参考文献
[1]Abzug M.J.Fuel slosh in skewed tanks[J].Journal of Guidance, Control and Dynamics, 19 (5) :1172-1178, 1996.
[2]Stengel R.F.Flight dynamics[B].Princeton University Press, 2004.
[3]叶休乃.飞机油箱的晃动或晃振试验问题综述[J].航空标准化与质量, 1:45-49, 1986.
[4]李宝方.飞机燃油箱晃振试验[J].航空标准化与质量, 1:16-20, 1992.
[5]田坤簧, 谷良贤, 王洪伟.基于Hamilton原理的大展弦比直机翼固有特性分析[J].机械强度, 32 (5) :854-858, 2010.
篇9：大型飞机机翼的装配技术
关键词:大型飞机 机翼 装配 密封
中图分类号:V211.41 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2011)01(a)-0020-01
大型飞机的机翼体型巨大,装配质量要求高,其装配方法相对小型飞机有独特的地方。好的装配工艺方法对机翼的装配质量、装配效率起着关键的作用,工艺方法的选用分为工艺准备阶段的技术分析和实际生产时所应用的技术,下面进行详细说明:
工艺准备阶段的技术分析具有非常重要的意义,此阶段主要是为了计划好机翼各部件的装配顺序及工艺分离面的选取,工装形式的选择,大的工艺分离面在设计时就已决定好,但为了批生产的需要,需要在此基础上进行更细致的划分,以利于建立更多的平行工作面,为了节约成本,所对应的工装最好设计成积木式,比如在试制阶段机翼的前后梁与上下壁板都在总装型架上一次装配完成,在总装型架上有前梁的上下缘条、中间腹板的定位卡板及定位件,但它们与上下壁板的定位卡板是分离的,利用叉耳装在工装框架上,在批量生产需要细化工序、增加单独的前梁工装时,将这些前梁卡板取下安装在新工装的叉耳上就可以,省时省力。而且,如果有新的同系列飞机的预研计划,且与此机翼差异不大时,可在此机翼工装上预留出空间,以利工装一台多用。在细节上随着现在数控加工技术的发展,零件的加工精度已经很高,因此可以大量使用定位孔的定位方式,可以简化工装的结构,如果技术成熟,可使用利用激光定位的机器人操纵工装或电脑操控的工装等。
现在大型飞机机翼的上下蒙皮一般是带有长桁和加强口框的整体数控机加壁板或复合材料整体壁板,体形巨大,造价昂贵,不允许在装配阶段有因制孔位置差错导致的报废更换情况发生,而且所使用的紧固件多为高抗剪螺栓,对孔的直径、圆度、角度要求精确。为此需要考虑紧固件孔的钻制方法,要求定位准确、角度准确、孔的质量好,不允许有人为因素导致偏差的可能,旧式划线钻孔的手工钻制方法已不再适用。常用的方法就是在装配型架上大范围使用钻模卡板,如在机翼壁板的每个肋都有卡板,在上面有为每个紧固件所制的钻模孔,孔径是紧固件孔径与工具导套的直径之和,这样不用移动卡板就可以直接钻初孔直到终孔。大型机翼壁板及肋的材料厚度一般比较大,手工钻制需要施加很大的推进力,而且钻制时间过长导致孔径超差、内壁划伤。为了保证钻孔质量,减少工人工作强度,提高效率,通常采用可快速固定锁紧的自动进给钻及配套的复合钻头,此台阶钻头可一次完成从钻初孔到扩孔再到铰孔所有过程,厚壁零件宜采用深孔直刃钻头。为了避免工具故障引起超差,钻机和钻头要每日检查及时维护。切削液能改善切削状态,提高钻孔质量,但清理费事费时,要尽量少用,一般只在接头钻孔采用,壁板与肋钻孔不用。
机翼内部油箱的密封非常重要,密封不好有漏油失火的可能,通常综合使用界面密封剂和缝外密封剂密封。在涂敷界面密封剂后,由于整体壁板面积较大,直接安装紧固件会有无法完全夹紧的可能,特别是密封剂涂敷过厚时,所以需要先用工艺螺钉等进行预夹紧,然后再安装紧固件。在使用螺栓连接的重要部分、如接头叉耳箱形框等,可以先安装螺栓进行预定力拉紧,力矩为最终力矩的20%-30%,然后松开释放应力后重新定力到最终力矩。且应考虑在密封剂接近完全固化时的二次定力。缝外密封剂的涂敷对防止油箱泄漏非常重要,如果没有良好的缝外密封,局部小的渗漏会逐渐扩散,导致周围的界面密封分开,难以找到泄漏的根源。好的涂敷方法首先使界面清理干净,特别是清理掉浮漆,涂胶时在液态的胶条中缓慢搅拌,使密封胶与周围界面良好接触,增加微观上的接触面积,使其附着力达到最大。油箱铆接后的打压试验是机翼装配工作中非常重要的一环,也是对机翼装配质量的最终检验,打压泄漏测试除原始的水槽肥皂泡检测泄漏外,也可采用灌注氦气,利用气体检测仪检测泄漏,辅以肥皂泡检查,比较干净,省时省力。
机翼与机身连接处箱形框上的连接孔非常重要,这些孔一般为精铰孔,个别需要冷扩,这些孔的制造一般是在总装型架上加工,但也有下架后另行加工的,前者工装比较复杂,后者则须另有工装,所使用的工装形式繁简是由选择的定位基准决定的。如果以外形为基准,则需要外形卡板支撑,端头处使用定位钻模,但机翼位置的调整、与钻模的对准比较困难,简单方法是利用机翼端面和其上的个别精度孔为基准使用端头定位钻模,这个基准孔要求在前道工序通过工装钻模进行保证,且这个面和孔作为定位基准,它的精度要非常高。加工这种孔所需用的工具对孔的质量非常重要,工具一般使用自动进给钻,但转速要根据所加工材料及对应切削速度的不同进行选择,进给速度要依据试验确定,速度过快过慢都可能使孔超差。
机翼在装配铆接后有变形的可能。常见变形为扭曲,个别有翘曲。其原因通常是因零组件的外形尺寸不准确,如壁板的厚度超出公差范围、过薄或过厚,或者肋的轮廓外形超差,外胀或内凹,导致在型架内装配时,依靠型架卡板或定位件等的作用将其强制装配,导致零件的弹性或塑性变形,内部形成应力,在从型架上拆下后,在内应力的作用下,随着弹性变形的局部恢复,导致产品变形。解决办法首先控制零件的质量,特别是外形尺寸,以及型架定位尺寸的准确,在组装时不要强迫装配,对于零件因形状原因产生弹性变形的区域控制其变形的大小及用推力计测量其恢复正确外形所需的力量,严格控制在1～2kgf之内,装配时用塞尺检查定位间隙。以此来控制零件的变形及内应力的大小。达到控制铆接后变形的目的。
机翼在型架上一般是立式放置,前缘或后缘向上,而机翼在正常使用时是上壁板朝上,所以就涉及到机翼组装后的出架及翻转。常用办法是在机翼型架内增加移动卷扬机和配用吊挂,这样能很好解决侧面出架的问题,但需要选好悬挂点,比较好的点是用于安装其它部件的叉耳孔,选择时既要考虑吊起机翼时的平衡,也要考虑此叉耳及紧固件的强度,以及是否会对周围区域强度产生影响。如果只使用吊带,在机翼从型架放下时有侧向倾斜的可能,所以需要紧固,可以将上述方法综和使用。另外需要仔细考虑的是在机翼从型架的多点定位向吊挂转移的过程中,随着固定点的减少,所剩余的固定点承力逐渐增加,如果是叉耳会导致销子难以拔出及损坏孔的可能,以及完全脱离时的震动。解决的办法是在下方配置支撑点,使上面的悬挂点只有定位而不承受机翼重量,且在各组件总装型架定位初期就开始使用,避免只在悬挂时使用引起的支撑不足或超出而导致的机翼变形。新式的出架方法是采用真空吊挂,使真空吸盘直接吸附在机翼壁板上,将机翼整体提起并翻转后放到托车上,这能很好解决机翼下架及翻转问题。
以上叙述了大型飞机机翼的装配方法并对可能问题进行了详细分析,所涉及的方法和指导思想可用于飞机其他部件的装配,具有良好的指导及实用价值。
篇10：飞机机翼结构分析论文
现代飞机已广泛采用复合材料层合板壳加筋结构等薄壁结构以减轻结构重量和获取高技术性能[1]。这类薄壁结构在压、剪或压剪联合作用下,易丧失承载能力而发生屈曲。机翼结构通常又作为全机整体油箱的组成部分,可带来飞行卸载的益处。为保证机翼结构的使用功能及结构承载安全性,利用现代数值计算手段对复合材料机翼结构设计予以非线性分析以及承载稳定性预测,具有先进工程设计技术探索的价值与意义。
1 屈曲问题理论
屈曲是指,结构处于一种平衡状态,载荷增量为一个微量,其位移增量很大。有限元控制方程的T.L.法列式[2]
非线性屈曲理论,是在外力施加的各个阶段,在不断变化的结构位形上建立平衡方程。屈曲的判别准则为
线性屈曲以小位移、小应变的线弹性理论为基础,不考虑加载过程中结构位形的变化,也即在外力施加的各个阶段,总是在结构初始位形上建立平衡方程, 线性屈曲载荷由以下广义特征值方程决定[1]。
其中λ为载荷比例因子,求出最小的特征值及对应特征模态即可。
屈曲问题就其本质而言就是非线性的,任何线性化的假设都会或多或少地带来误差[2]。线性屈曲忽略了构型变化对切线刚度矩阵的影响,仅适合于小应变、小转角或应变与转角同阶的情形[3],不过由于实际中有不少结构屈曲状态接近于线性屈曲,而且线性屈曲的计算工作量远小于非线性分析的工作量,因此线性屈曲也有其实用价值[2]。
2 屈曲分析与设计
2.1 有限元模型
分析模型为带整体油箱的复合材料机翼盒段,梁与蒙皮为复合材料结构,肋为金属结构。层合板壳结构采用对称铺层以消除拉弯耦合引起的翘曲,也可避免工程制造中的固化翘曲变形。分析计算施加设计载荷,重力过载系数=飞行过载×安全系数=3.055。建模时采用共结点法来模拟不同类型单元的联接,用16个集中质量单元(图1中Δ所示)模拟燃油及其他装载重力作用。翼根处约束为(0,0,0,…),机翼机身前后接头处约束为(0,0,0,…),见图1。
2.2 线性分析与设计
对复合材料机翼首先进行线性屈曲分析,求出一阶特征值为0.671 87,特征模态见下图,图中凸起部位为屈曲区域,见图2。
利用线性分析的高效性,对机翼模型进行改进设计与分析的迭代,使得结构线性屈曲分析的一阶特征值为1.030 9,屈曲发生在靠近翼根的机翼上壁板,见图3凸起部位观察图2,结构线性屈曲分析一阶特征值大于1,但根据机翼结构对称性知在机翼根部内力自平衡,翼根附近结构变形及受力较小,不致发生屈曲,可知所得特征模态与实际不符。检查边界约束及载荷,发现翼根约束过硬,使得翼根处传递了远大于真实应该传递的力,从而使得翼根附近刚度必须很大才能不屈曲。根据对称性条件及传力合理性判断,修正翼根部边界约束为(,,0,0,0,),机翼机身接头上约束仍为(0,0,0,,,),进行新一轮分析与改进的迭代,使得结构线性屈曲分析一阶特征值为1.003 9,保证在设计载荷作用下结构不发生屈曲。图4为一阶特征模态在正确边界条件下,不仅获得了合理的特征屈曲模态分析结果,使结构型式趋于合理,而且使得优化后的重量比错误边界条件下降低了2.5%。
2.3 非线性分析与设计
线性屈曲分析忽略了大位移、大转动等非线性项的影响,结果可能不合理或对临界载荷有所高估,在线性分析的基础上又进行了非线性校正的分析与设计。由于模型中施加的是设计载荷,只要在载荷完全加载的情况下结构不发生屈曲以保证飞行安全即可。现不进行非线性屈曲分析,而仅利用考虑大变形、大转动的几何非线性来求解全载荷加载下的结构变形,通过载荷位移曲线特性判断结构是否发生屈曲。图5为非线性分析结构变形较大的局部。
在图5中变形较大的凹坑区域取三个典型结点,作载荷应变历程曲线(图6),同时在梁、肋腹板横向位移较大区域取四结点作载荷应变历程曲线(图7)。由图6,75%设计载荷作用下上壁板局部已屈曲,可知线性分析高估了临界载荷;比较图6、图7,发现几何非线性因素对带曲度的蒙皮及平直的腹板影响是不同的,可知对带曲度的板壳结构进行非线性分析是必要的;由图4和图5可知线性屈曲分析却准确地预测了危险部位,可知初始设计的线性分析与设计对结构的改进虽不足但方向却是正确的。
经分析发现凹坑部位长桁不连续,致使蒙皮存在受力参与区,蒙皮传递的轴向力较大,以致发生局部屈曲。改进结构设计使长桁连续,非线性分析结果如图8。
至此,除个别应变集中点外,机翼其他区域最大应变均在设计0.3%～0.4% 之间,基本完成该机翼盒段的分析与设计。不过,层合复合材料件不允许出现应变集中问题,以控制和减少局部损伤的产生与扩展,因为这关系到结构件承载能力和寿命[4]。
3 子模型实验分析
在进行非线性分析与改进设计的过程中,如图9(a)、图9(b)所示的在肋缘条转折处、长桁与肋缘条相联接但未穿过的情形所引起的应变集中问题,利用文献[1]中所介绍的局部二次分析方法,进行子模型试验以确定结构的改进方案,以减少整体非线性分析的次数。
选取某一包含肋缘转折引起应变集中的的局部结构作为子模型,将非线性分析所得位移结果作为强制位移加在其边界上,保持原作用载荷,子模型见图10。
对子模型进行非线性分析,分析结果见下表1。
原模型应变集中区域在肋缘转折处应变集中,方案1加重了应变集中,方案2最大应变在边界上且在肋缘转折处应变均匀,应变集中消除。从分析结果可知此处应变集中是由于刚度不足,从而工程中可采用局部添加垫片等方式局部加强,消除应变集中引起的分层损伤等不利影响。
对于图9(b)所示的结构形式所示的应变集中问题,仍采用子模型试验法进行非线性分析,得到结果表明应变集中是由刚度突变即刚度不匹配导致的,采用变截面梁(图11)的方法实现刚度过渡消除了应变集中现象。
将子模型试验确定的改进设计方案,用于整个模型,进行整体非线性分析,分析结果达到设计要求。又由于该机翼盒段作为整体油箱使用,还要保证密封性。从机翼整体外段前梁处取出一段梁和上下壁板部分,壁板的宽度取法考虑了边界效应的影响,构成局部分析的子模型(图12),此时梁缘条及梁腹板仍采用共节点联接,而蒙皮与梁缘条采用三个一维弹簧元模拟铆钉作用,弹簧元刚度采用同类机翼铆钉参数。另外为防止梁缘条与壁板的相互侵入而定义了接触,进行非线性分析。图13和图14中所示为子模型中铆钉所在展向梁缘条与壁板对应节点的法向相对位移,这不仅为进一步的油箱密封性检验提供了细节数据,也可看出共结点法模拟铆钉联接作用对整体分析结果影响是较小的。
4 结论
基于MSC.Patran/Nastran完成了复合材料机翼整体油箱结构的初步设计,从有限元分析与改进的过程得到以下结论。
(1) 模型边界条件对屈曲分析与设计结果有很大影响,要确保正确的边界约束条件以获得符合实际的分析结果。
(2) 线性分析不仅计算效率较高,可避免进行非线性分析时遇到的错误边界条件导致的研究时间与精力的巨大浪费的情况,而且对屈曲趋势及位置的正确预测说明了在初始分析设计时其实用价值。
(3) 线性屈曲分析可能高估结构屈曲临界载荷,进行非线性分析与改进是必要的,特别是对于带有曲度的壁板等结构。
(4) 采用共节点法模拟铆钉联结简化了建模过程;用子模型实验分析法确定了一些细节的结构改进方案,减少了整体模型非线性分析的次数,大大加快了研究进程,并说明了共节点法简化的合理性。
研究所得结论对工程中类似大型分析模型的建立与分析与改进设计具有一定的参考价值。
参考文献
[1]中国航空研究院.复合材料结构稳定性分析指南.北京:航空工业出版社,2002
[2]何君毅,林祥都.工程结构中的数值方法.北京:国防工业出版社,1994
[3]卓加寿.非线性固体力学基础.北京:中国水利水电出版社,1996
篇11：飞机机翼油箱输油不平衡故障判断
关键词：飞机 输油平衡 故障分析
中图分类号：V261文献标识码：A文章编号：1674-098X（2014）07（c）-0060-02
某型机在地面输油试验中，多次发生左右机翼油箱输油不平衡故障；该问题在飞行中多次发生，空勤报告左、右机翼油箱输油相差300～500 kg之多，影响飞行安全，致使飞机提前返航。导致机翼油箱输油不平衡的因素很多，如不能准确快速的判断，找到故障原因，轻则影响地面机务工作，重则贻误战机。
1 机翼油箱输油系统组成及功能
机翼油箱输油系统由机翼油箱，机翼输油活门，输油管路及油量表传感器组成。机翼油箱开始输油时，4个机翼输油活门同时打开工作，由于4个活门安装位置不同及机翼油箱结构布局限制，当中央翼油箱油尽时，安装在中央翼输油管路上的输油活门先行关闭，机翼油箱内的剩余燃油通过安装在中外翼管路上的输油活门继续工作，最终将机翼油箱内燃油输入前组油箱，4个活门全部关闭。
2 机翼油箱输油不平衡的故障因素
2.1 机翼油箱布局及输油控制活门质量的影响
某型机机翼油箱是充分利用机翼整体结构而形成的整体结构舱，以飞机对称轴线分为左、右机翼整体油箱。左中央翼油箱（1肋到5肋）与左中外翼油箱（5肋到7肋）连通，构成左机翼油箱。右中央翼油箱（1肋到5肋）与左中外翼油箱（5肋到7肋）连通，构成右机翼油箱。
负责机翼油箱输油的活门共有4个，左、右机翼油箱输油管路上各2个，分别安装在中央翼油箱的输油管路上和中外翼油箱的输油管路上。机翼输油活门实现输油时是受此活门输油入口端电容信号器控制，输油时，产品电容信号器感受油信号，通电打开；输油完毕，产品电容信号器感受到气信号，断电关闭。
通过输油系统原理得知，4个输油活门先是全部打开，然后关闭中央翼油箱输油管路上输油活门，最后关闭中外翼油箱输油管路上输油活门。如果某个机翼输油活门质量出现问题，4个输油活门不能同时打开，产生控制一侧机翼油箱的2个活门全开，而控制另一侧机翼油箱的2个活门不能全开（一开一关）的情况，必然造成左、右机翼油箱输油的不平衡性。
2.2 油量表传感器安装位置影响
机翼油箱中共装有六个油量表传感器，分别安装在中央翼油箱2个（左右各1），中外翼油箱4个（左右各2），负责监控飞机机翼油箱油量。油量表传感器的安装也同样影响到燃油的输出，由于飞机油量表的指示信号来自于油量表传感器，当油量表传感器的安装位置没有完全按照图样进行安装时或油量表传感器出现故障，都会导致油量表传感器对燃油液面的判别出现误差。从现象上分析，就是左、右机翼输油读数出现偏差，而实际上是油量表指示系统出现故障，并非燃油系统故障。
3 故障判断方法
3.1 机翼输油活门故障的判断
故障现象1：某架飞机在地面輸油试验时，左机翼油箱与右机翼油箱输油相差600 kg燃油，最终输油结束后，左机翼油箱油量表指示为“0”时，右机翼油箱燃油仍为600 kg。机翼油箱输油过程，油量表指示见表1。
故障现象2：某架飞机在地面输油试验时，左机翼油箱与右机翼油箱输油相差300 kg燃油，最终将机翼油箱内燃油全部输完。输油过程，油量表指示见表2。
故障判断：从表1及表2中，可以看出这两次输油虽然都是左、右机翼油箱输油不平衡，但最大的区别在于“故障现象1”中，右机翼油箱中的燃油始终未输完，而“故障现象2”中，虽然左、右机翼油箱输油不平衡，但最终将机翼内燃油全部输完。
从机翼输油原理及机翼输油活门安装位置来判断，进行机翼输油时，负责机翼输油的4个活门全部打开进行输油；由于安装位置的原因，安装在左、右中央翼的2个机翼输油活门，会在油箱剩油600 kg左右时（经验值），自动关闭，剩下的燃油由安装在中外翼的2个机翼输油活门继续将燃油输完。
从表1中看出，右机翼油量表指示为650 kg时，左右机翼油箱燃油相差150 kg，随着左机翼油量表指示油面不停地下降，安装在左、右中央翼的各1个机翼输油活门会慢慢关闭，剩下的燃油分别由安装在左、右中外翼管路上的机翼输油活门继续输油，而右机翼油量表指示一直为600 kg，不再输油，这时就可以很快的判断出是右外翼机翼输油活门一直处于关闭位置。
而表2中，右机翼油量表指示为600 kg时，左右机翼油箱燃油已经相差300 kg，随着油量表指示油面不停地下降，左、右机翼油箱内燃油始终相差300 kg，直至燃油输完。此时可以判断安装在左、右中外翼管路上的2个输油控制活门工作是同步的，问题存在于左右中央翼输油管路上安装的2个输油控制活门上，由于右机翼油箱内燃油输油较慢，可以快速判断出右中央翼管路上安装的输油控制活门有故障。
判断方法：以油量表指示“600 kg”为界限，通过油量表指示器观察，左、右机翼油箱燃油输油不平衡故障出现在“600 kg”以上还是在“600 kg”以下，直接准确判断出故障件所在位置，不用盲目随意的更换。此方法已在多架飞机上实践过，准确有效。
3.2 油量表指示系统故障的判断
故障现象：某架飞机在飞行后，空勤反应左机翼油箱始终有500 kg燃油没有输出，右机翼油量表指示为“0”。
故障判断：从空勤反应的情况，第一感觉为左外翼输油活门不工作，致使左外翼油箱燃油不能输出，但也不能排除油量表指示系统存在问题。打开左机翼油箱重力加油口盖后，机翼油箱内并无燃油，判断为油箱油量表指示系统出现故障。
判断方法：油量表指示系统故障在实际工作中较常出现，如果不假思索的将机翼输油活门更换，不仅对排除故障无任何进展，反而浪费了大量的人力、物力。此时，只需要打开机翼油箱口盖或打开机翼油箱放沉淀开关，检查机翼油箱内燃油是否与油量表指示一致，可直接判断出是燃油系统本身故障还是油量指示系统故障。
4 结语
通过机翼油箱输油过程中不同的故障现象，总结归纳了以下判断方法：
通过观察油量表指示及左、右机翼油箱油量的差值不同，判断机翼输油活门是否存在故障。
通过机翼油箱中的实际油量，判断油量表指示系统是否存在故障。
希望此判断方法对从事此项工作的机务人员起到一些借鉴作用，在今后的工作中能够快速、准确地排除故障，有力保证飞行任务的完成。
参考文献
[1]裴江红.钻孔水力开采中气力提升系统的特性[D].重庆大学，2010.
[2]李卓裴.液氦温区斯特林型脉管制冷机回热损失机理与多级脉管级联方式研究[D].浙江大学，2010.
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