飞机机身

摘要： 汽车是通过转动方向盘实现左右转弯的。不过今天的主角可不是汽车,而是飞机。你知道,飞机在空中的转弯是如何实现的吗?飞机在空中能做各种机动飞行,让人看着刺激又过瘾,转弯能力就是飞机机动性能的一个重要指标。要想知道飞机在空中飞行时是如何转弯的,我们首先要了解一下飞机的机翼。通常我们所说的机翼主要是指飞机机身中部的那对"大翅膀",而在飞机尾部还有水平尾翼和垂直尾翼。

摘要： 代号“鲲鹏”的运-20飞机,是我国自主研制的大型运输机,它标志着中国大飞机设计制造能力取得突破性进展。在央视“五一”特别节目《大国工匠》中,有一位90后的大国工匠特别引人注目,他就是运-20飞机机身数字化装配的领军人物——胡洋。

摘要： 平流层红外天文台(SOFIA)由一架波音747SP宽体客机改装而成,上面携带着一架2.5米口径红外反射望远镜,用来收集天体发射的肉眼看不到的红外福射。美国航空航天局(NASA)1997年买下了这架二手波音747SP大型喷气式客机,其中“SP”代表“特殊性能”,在这里指的是该型号飞机机身比普通747更短,且续航里程更远。

摘要： 用报废飞机建摩天楼2019年坠机的两架波音737 MAX有有望重新“上天”——来自美国的Victor Hugo Azevedo和Cheryl Lu Xu计划收集飞机的隔音座舱来建造一栋摩天大楼,因为飞机机身在结构上已经完整。

摘要： SIDEFFECT项目是法国IRT Jules Verne技术研究中心的工业化技术开发项目,以低成本热塑性飞机机身快速制造所需动态感应焊接技术的开发和评估为目标,最终的示范件集成了机身面板典型的复杂加筋结构。作为航空市场持续发展的技术方向之一,高效生产和低成本必须满足技术发展的需求。而优异的力学性能、环境性能,以及广阔的自动化工业前景,特别是感应焊接技术的应用,都能够使热塑性复合材料表现出显著的优势。

摘要： 密封技术是民用飞机机身的重要内容.以现阶段民用飞机应用情况为基础,结合近年来飞机机身设计特点,明确新时代发展对民用飞机提出的要求,深层探索如何对民用飞机机身进行密封技术,以期构建安全而科学的飞机系统.

摘要： 密封技术是民用飞机机身的重要内容。以现阶段民用飞机应用情况为基础,结合近年来飞机机身设计特点,明确新时代发展对民用飞机提出的要求,深层探索如何对民用飞机机身进行密封技术,以期构建安全而科学的飞机系统。

摘要： 客舱清洁,顾名思义,就是对飞机客舱内乘客和乘务人员使用的地方进行清洁,对乘客产生的排泄物进行抽取处理,对飞机机身进行清洁的一种专业清洁作业行为。客舱清洁与传统家政清洁、入户清洁、定期清洁、深度清洁有很多不同之处,其难度较大。2008年-2011年4年多的时间里,我在昆明巫家坝国际机场担任客舱部清洁经理,这段经历使我对客舱清洁的难度和应对措施有所了解。

摘要： 飞机机身两侧各有一个平直机翼,机翼下吊装发动机,这是我们最常见到的飞机构型。客机、运输机等大型飞机的机翼通常采用大展弦比,战斗机为了获得高速、高机动性能,机翼多采用小展弦比设计,但它们的共同点都是平直结构。你也许不知道,机翼除了平直形状外,还可以设计成其他各种形状。

摘要： 在飞机改装工作中,常常需要开设窗口来满足特定的工作需要.这些开口改变了原飞机结构的受力状况,为了保持飞机受力的完整性,必须对这些开口进行结构加强.本文对飞机机身上中开口的两种加强方式进行描述,并对两种中开口加强结构进行介绍和分析.在此基础上,总结两种加强方式的特点,给出合理的建议,作为日后飞机中开口结构加强设计的借鉴.

摘要： 采用有限元素法对某飞机机身外挂电子吊舱舱体进行了振动特性研究.指出了电子吊舱舱体在振动中表现的特有振型,以及两种材料下吊舱舱体频率变化规律;给出频率裕度图与Campbell图.给出的处理方法可用于航空机载电子吊舱结构振动设计分析和排故.

摘要： 本文就通用飞机机体大开口对飞机结构的影响,以运5B飞机加开照相窗口为例,结合运5B飞机机身的结构特点,对机身大口区的结构设计和传力分析进行探讨,文章从照相窗口布置、机身结构受力分析、开口区受力分析及补强方案、开口区结构设计和强度分析等几方面,介绍了飞机满足强度要求和飞行安全时的大开口结构设计、开口区及其附近传力分析和结构补强.

摘要： 飞机机身的客舱地板梁结构是民用飞机机身结构的重要组成部分,其中地板横梁承担着旅客及座椅的载荷,需要分别与地板滑轨、支柱和机身框连接.其中与机身框连接是客舱地板载荷传给机身的主要路径,因此是重要的连接结构,其连接特性决定了地板横梁的结构参数与连接的疲劳性能.本文主要对典型机型的地板横梁与框连接结构形式进行了分析,旨在为飞机客舱地板横梁与框连接设计提供参考.

摘要： 大型运输类飞机机身大量采用复合材料将带来新的防火安全问题,本文首先介了A380、B787和A350飞机复合材料机身火焰传播专用条件差异,通过回顾隔音隔热材料火焰传播试验要求立法历程,专用条件和符合性验证试验方法介绍,分析了这些飞机的专用条件存在差异的原因.最后本文还归纳了复合材料火焰传播问题的后续研究方向,并对该问题方面的规章修订进行了展望,文章指出，在建议的规章中，要求机身内和机身本身的所有零件、组件和部件必须提供对飞行中和坠撞后两方面预期火灾威胁的保护。该要求也就是说复合材料机身必须考虑飞行中火焰传播相关问题。目前FAA又委托ARAC进行该要求的成本收益比较研究，相关要求的标准试验方法正在制定之中。可以预期不久的将来，复合材料机身的火焰传播特性要求将正式纳入适航规章中，而不再采用专用条件形式，而试验方法也将是小规模的标准试验方法。

摘要： 本文对飞机机身组装壁板在剪切载荷下的承载能力进行研究,给出了一种剪切许用值的估计方法,通过张力场的计算确定在剪切应力超过屈曲应力的情况下结构的剪切破坏应力,预估剪切破坏载荷.并与试验结果进行比较,试验结果与分析结果的误差只有3.51％,说明本方法是一种切实可行的分析方法,可供后续研究者参考使用.

摘要： 机身高温区壁板普遍采用比强度高、耐热性好、塑性好的钦合金制成，钦合金有普通铝合金所不具备的特点-可焊性好。双光束激光焊接技术可以减少结构重量,降低成本,提高生产效率.本文介绍了双光束激光焊技术在机身钛合金壁板上的应用,对双光束激光焊钛合金加筋壁板的剪切稳定性进行了有限元分析和工程计算,最后进行试验验证.将两种方法得到的剪切壁板屈曲载荷值与试验结果进行比较,验证了采用有限元方法计算双光束激光焊钛合金加筋板剪切稳定性的可行性.

摘要： 机身高温区壁板普遍采用比强度高、耐热性好、塑性好的钦合金制成，钦合金有普通铝合金所不具备的特点-可焊性好。双光束激光焊接技术可以减少结构重量,降低成本,提高生产效率.本文介绍了双光束激光焊技术在机身钛合金壁板上的应用,对双光束激光焊钛合金加筋壁板的剪切稳定性进行了有限元分析和工程计算,最后进行试验验证.将两种方法得到的剪切壁板屈曲载荷值与试验结果进行比较,验证了采用有限元方法计算双光束激光焊钛合金加筋板剪切稳定性的可行性.

摘要： 机身高温区壁板普遍采用比强度高、耐热性好、塑性好的钦合金制成，钦合金有普通铝合金所不具备的特点-可焊性好。双光束激光焊接技术可以减少结构重量,降低成本,提高生产效率.本文介绍了双光束激光焊技术在机身钛合金壁板上的应用,对双光束激光焊钛合金加筋壁板的剪切稳定性进行了有限元分析和工程计算,最后进行试验验证.将两种方法得到的剪切壁板屈曲载荷值与试验结果进行比较,验证了采用有限元方法计算双光束激光焊钛合金加筋板剪切稳定性的可行性.

摘要： 机身高温区壁板普遍采用比强度高、耐热性好、塑性好的钦合金制成，钦合金有普通铝合金所不具备的特点-可焊性好。双光束激光焊接技术可以减少结构重量,降低成本,提高生产效率.本文介绍了双光束激光焊技术在机身钛合金壁板上的应用,对双光束激光焊钛合金加筋壁板的剪切稳定性进行了有限元分析和工程计算,最后进行试验验证.将两种方法得到的剪切壁板屈曲载荷值与试验结果进行比较,验证了采用有限元方法计算双光束激光焊钛合金加筋板剪切稳定性的可行性.

摘要： 本发明提供一种连接飞机垂尾的机身对接结构，所述机身对接结构包括：结构主体，其设有多个加强筋条；以及多个接头，所述接头成对背靠背地安装到所述结构主体的前侧和后侧，每个接头的两端分别设有加强筋条，所述接头的加强筋条通过紧固件连接到所述结构主体的加强筋条，所述飞机垂尾通过紧固件安装到所述接头。根据本发明的机身对接结构具有良好的疲劳性能、维修性、工艺性和经济性。

摘要： 讨论了一种宽主体飞机，所述宽主体飞机具有机身，其具有：第一结构元件(208a)、第二结构元件(208b)、宽主体机身(102)区段和多个张力构件。第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)中的每一个可以被布置为穿过宽主体机身(102)区段的纵向长度。宽主体机身(102)区段可以包含一组并排机身子组件(200a)，其中所述一组并排机身子组件(200a)可以通过第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)联接到彼此。所述多个张力构件可以布置为管理第一结构元件(208a)和第二结构元件(208b)之间的张力。多个张力构件可以配置为在压缩负载下保持柔性，同时管理其间的张力。

摘要： 本发明提供一种连接飞机垂尾的机身对接结构，所述机身对接结构包括：结构主体，其设有多个加强筋条；以及多个接头，所述接头成对背靠背地安装到所述结构主体的前侧和后侧，每个接头的两端分别设有加强筋条，所述接头的加强筋条通过紧固件连接到所述结构主体的加强筋条，所述飞机垂尾通过紧固件安装到所述接头。根据本发明的机身对接结构具有良好的疲劳性能、维修性、工艺性和经济性。

摘要： 在一种用于在飞机或航天器碰撞情况下吸收能量的纤维复合物部件中，所述纤维复合物部件被设计为层状构造，该层状构造由碳纤维层(4，5，7)和相对于该CFRP层(4，5，7)抗腐蚀的至少一个整体化的金属箔层(6)制成。一种飞机或航天器的机身结构部分(10)，被设计为包括至少一个这种纤维复合物部件。一种飞机或航天器，也包括这种机身结构部分(10)。

摘要： 本实用新型涉及用于飞机的机身结构的隔框的隔框组件、隔框及机身结构。隔框组件具有沿纵向延伸的中间腹板，所述中间腹板在径向上包括内部边缘区域和外部边缘区域，所述径向横向于所述纵向延伸，隔框组件具有从中间腹板的内部边缘区域朝向第一侧弯曲的内腹板、从中间腹板的外部边缘区域朝向第一侧弯曲的外腹板，其中中间腹板、外腹板和内腹板由金属片一体制成并且共同定义隔框组件的C形横截面，隔框组件还具有至少一个构建在外腹板和中间腹板的外部边缘区域中的纵梁凹槽，其中中间腹板在纵梁凹槽的区域中具有第一加强构造，第一加强构造在中间腹板的第一侧上形成突出部。

摘要： 公开了具有至少两个机身筒体8、10、12的飞机机身2的制造方法，其中首先准备连接区段20、22以便为稍后的横向接缝形成横向接缝区域18，然后在连接区段20、22周围构造机身筒体8、10；还公开了具有用于形成这种横向接缝的环形连接区段20、22的飞机机身2。

摘要： 一种飞机的飞机门装置，该飞机具有包括门孔和门框(4)的机身(2)，包括一个可以安置在门框(4)里面的飞机门(6)、它：具有包括外皮(8)的门结构；从止锁的关闭位置抬起到解锁的关闭位置并且从那里偏转到位于门框(4)和机身(2)外部的打开位置；从打开位置转回到解锁的关闭位置并且从那里下降到止锁的关闭位置；其中在止锁的关闭位置在门框(4)与门边缘(6a)之间存在门缝(16)，它确定用于抬起和下降门(6)的空间；该飞机门(6)在且外表面和门边缘部位(6b)上具有门缝覆盖部件(18)，它在止锁的关闭位置越过门缝(16)在飞机机身(2)的外表面上延伸并且覆盖门缝(16)。所述门缝覆盖部件(18)相对于外皮(8)的外表面活动地固定在门结构上。

摘要： 本发明公开了具有至少两个机身筒体8、10、12的飞机机身2的制造方法，其中首先准备连接区段20、22以便为稍后的横向接缝形成横向接缝区域18，然后在连接区段20、22周围构造机身筒体8、10；还公开了具有用于形成这种横向接缝的环形连接区段20、22的飞机机身2。

摘要： 一种飞机的飞机门装置，该飞机具有包括门孔和门框(4)的机身(2)，包括一个可以安置在门框(4)里面的飞机门(6)、它：具有包括外皮(8)的门结构；从止锁的关闭位置抬起到解锁的关闭位置并且从那里偏转到位于门框(4)和机身(2)外部的打开位置；从打开位置转回到解锁的关闭位置并且从那里下降到止锁的关闭位置；其中在止锁的关闭位置在门框(4)与门边缘(6a)之间存在门缝(16)，它确定用于抬起和下降门(6)的空间；该飞机门(6)在且外表面和门边缘部位(6b)上具有门缝覆盖部件(18)，它在止锁的关闭位置越过门缝(16)在飞机机身(2)的外表面上延伸并且覆盖门缝(16)。所述门缝覆盖部件(18)相对于外皮(8)的外表面活动地固定在门结构上。

摘要： 本申请提供一种飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法，包括：以剪切角片与机身浮框腹板连接处的钉孔部位为疲劳计算细节部位I，以剪切角片与机身蒙皮连接处的钉孔部位为疲劳计算细节部位II；计算疲劳计算细节部位I、疲劳计算细节部位II的细节疲劳额定值DFR；构建疲劳计算细节部位I、疲劳计算细节部位II不同工况下的应力谱；计算疲劳计算细节部位I、疲劳计算细节部位II的最大应力、最小应力比R