本科畢業(yè)設計（論文）-飛機座椅結構適航驗證技術研究

本科畢業(yè)設計論文PAGEPAGEII摘要隨著航空運輸業(yè)的快速發(fā)展，飛行事故也日益增加，飛行乘員的人身安全應當得到更好的保障，為此，近年來有關飛機適航驗證的研究逐漸增加，關于飛機適航的設計要求、設計準則、關鍵零部件的設計方法、試驗手段、仿真驗證方法等都有了很大的發(fā)展。我國大型民用客機的快速發(fā)展，對飛機適航驗證的研究有比較迫切的市場需求，商用客機和軍用飛機也需要考慮迫降情況的乘員安全。本文對飛機座椅適航驗證的設計準則、設計方法和試驗方法進行了分析和總結，并對飛機座椅的有限元模型進行了靜強度和動強度的模擬驗證。完成的主要工作有：介紹了我國民機適航研究的發(fā)展狀況及應用前景；根據適航驗證條例，概括出關于飛機座椅的設計要求，通過現有準則，提出一些飛機座椅的設計措施；根據飛機座椅結構設計的適航要求，對農5A型飛機進行了座椅結構強度進行分析，提出有限元模型建立原則。對駕駛員座椅驗證試驗模型作用在安全帶和肩帶上的載荷進行計算，并將載荷加載到有限元模型上，分別進行了靜強度和動強度的適航驗證模擬，計算結果設計改進后，順利完成強度驗證試驗。本文順利進行了飛機座椅結構適航取證的模擬驗證，對大型飛機的結構適航取證及驗證技術提供了思路和方法。關鍵詞：適航，座椅，有限元模型ABSTRACTWiththedevelopmentofgeneralaviationindustry,peoplearesufferingmoreairaccidents,andpersonalsafetiesofcrewsareconcernedfarthermore.Consequently,researchesonairworthinessoftheaircraftareincreaseddramatically,andtheaircraftdesignrequirements,designcriteria,thekeydesigncomponents,testingtools,simulationmethodsandsoon,aregreatandrapidlydeveloped.Boomingoftheinternalgeneralaviationindustryalsoperformmorepressingmarketdemands.Safetiesofcrewforbothcommercialandmilitaryaircraftsinthecaseofforcedlandingarealsoconsideredmoreimportant.Inthepresentpaper,theaircraftcontrolsurfaceandverificationofseatairworthinesscriteria,designmethodsandtestmethodsarediscussed,andthesmoothseatontheplanefiniteelementmodelforthestaticstrengthanddynamicstrengthofthesimulation.1.

AirworthinessresearchonChina'sdevelopmentandresearchprospectsissummarized;2.

Accordingtotheairworthinessregulations,theaircraftcontrolsurfacesaswellastheseatofthedesignrequirementsaresummarized.Throughexistingguidelines,someaircraftcontrolsurfacesandseatingdesignmeasuresareproposed;3.

Throughthediscussionofaircraftcontrolsurface,theexistingaircraftcontrolsurfaceproblemsareproposed.Theaircraftaileron,horizontaltailandrudderdesignareanalyzedandanumberofdesignmeasuresaresuggested;4.

AccordingtotheaircraftseatdesignrequirementsforN5Aaircraft,ananalysisofstructuralstrengthofseatsiscarriedout.Someprinciplesoffiniteelementmodelarebroughtforward.VerificationtestsonthedriverseatbyFEMmodel,theseatbeltsandshoulderstrapsontheloadcalculation,andthenthecomputationisperformedbyaddingittotheseatintensityFEMmodel.Afterimprovementbasedontheintensitycomputationresults,theseatpassedintensityverificationtest.Thispaperfinishedtheverificationofairworthinesssmoothly,anditprovidesideasandmethodforlargeaircraftairworthiness.KEYWORDS：airworthiness,controlsurface,seats,finiteelementmodel本科畢業(yè)設計論文目錄第一章緒論 11.1飛機結構適航研究概述 11．2本文主要研究對象及方法 1第二章適航驗證技術在中國的發(fā)展 32.1適航驗證技術在中國的發(fā)展 32.2適航條例對飛機操縱面結構設計要求 52.1.1概述 52.2.2飛機飛行姿態(tài)及載荷定義 62.2.3適航條例對操縱面的要求 72.3適航條例對飛機座椅結構設計要求 122.3.1概述 122.3.2座椅/約束系統(tǒng)的設計要求 122.3.3座椅材料與連接形式的選擇 132.3.4座椅強度要求 16第三章飛機操縱面結構選擇與設計 193.1概述 193.2操縱面存在的問題 193.3操縱面各部分設計 203.3.1副翼 203.3.2水平尾翼和升降舵 24第四章飛機座椅有限元建模及分析 294.1概述 294.2飛機乘員座椅靜強度驗證 294.4.1座椅試驗要求 294.4.2各約束點載荷計算分析 304.4.3飛機座椅有限元模型的建立 354.4.4座椅有限元計算及分析 354.3飛機乘員座椅動強度分析 404.3.1模型的建立 404.3.2.嚴重載荷情況分析 41第五章全文工作總結及展望 465.1全文工作總結 465.2總結與展望 46參考文獻 47致謝 49畢業(yè)設計小結 50PAGE8第一章緒論1.1飛機結構適航研究概述飛機飛行事故嚴重地威脅著機上成員的生命安全。隨著科學技術的發(fā)展，結構振動適航研究的運用越來越廣泛，適航審查部門的審查監(jiān)督以及人們做出的不懈努力，使當今航空安全性能已經大幅提高。但是事實表明，無論飛機設計和制造的多么可靠，由于各種不能完全準確預測的原因（如設計、制造、維護、氣象以及人為差錯等），飛機事故總是難以完全避免。根據多項事故調查所知，如果能在飛機設計的最初階段就考慮結構振動問題，那么很多事故都將成為可生存或者部分生存的，從而可大大提高飛機安全性能。正因如此，國內外對飛機結構振動適航的研究技術給予高度關注，尤其是近年來中國提出“大飛機”項目，適航驗證更使得飛機設計人員開展了許多研究工作。進行現代飛機操縱面的振動控制已是飛機設計研制中急需解決的重要問題；同時，現代飛機也希望解決飛機座艙內關于降噪及振動等問題。歐美一些國家很早就開始了結構適航驗證問題的研究，并制定出一系列相關的設計規(guī)范。上世紀七十年代開始，我國民航局成立工程司，開始著手開展適航審定管理。經過三十余年的發(fā)展，我國雖然有了一定的進步，但在結構振動適航研究上仍有一定欠缺，與先進國家的標準仍有加大差距。這就需要在現有基礎上，提出相應的乘員保護措施，并且改善飛機結構振動的設計方法。1．2本文主要研究對象及方法本文的主要內容是大型飛機結構適航驗證技術，在結構操縱面上，主要以飛機縱向運動，橫側運動中，作用在飛機上空氣動力和力矩平衡，以及飛機操縱運動及穩(wěn)定性進行論述，在飛機座椅安全方面，通過建立簡單的模型，根據適航驗證規(guī)定進行分析。主要依據是農林五型飛機為對象，飛機起飛重量2250千克，正常式布局，單人駕駛，機翼為平直下單翼，采用不可收放的前三點式起落架。雖然該飛機屬于小型農用飛機，但是飛機作業(yè)飛行高度低，為最大限度保護飛行員人身安全，此飛機具有很高的參考價值，對將來提出大型飛機的結構振動研究也有很大幫助，故對此飛機的座椅進行仿真研究。本文主要用到的有限元分析軟件為MSC.PATRAN，MSC.PATRAN最早由美國宇航局(NASA)倡導開發(fā)的,是工業(yè)領域最著名的并行框架式有限元前后處理及分析系統(tǒng)，其開放式、多功能的體系結構可將工程設計、工程分析、結果評估、用戶化身和交互圖形界面集于一身，構成一個完整CAE集成環(huán)境。MSCPatran針對各種不同的設計分析，提供一個全開放性的CAE環(huán)境。隨著世界市場競爭的日趨激烈，制造廠商們越來越清楚地意識到CAE在其產品設計制造過程中的重要地位；由于產品性能仿真所涉及學科的多樣性和CAD系統(tǒng)間各自特色，迫切需要能夠講多種CAE仿真集成在一個易學易用、統(tǒng)一完整的平臺上。MSCPatran正是從一角度出發(fā)開發(fā)的有限元框架式平臺，設計真可以方便地根據自己的需求進行多學科的工程分析和數據交換。因此，MSCPatran被廣泛應用于航空、航天、汽車、船舶、鐵道、機械、制造業(yè)、電子、建筑、土木、國防、生物力學、食品包裝、教學研究等各個行業(yè)。MSC.Patran是世界公認最好的新一代前後處理系統(tǒng)，它結合了幾何造型整合、有限元素模型建立、以及模擬分析和結果評估能力，常被用來模擬產品的性能，并早在設計／制造實體模型測試前，即找出可能發(fā)生的問題并解決問題，提高產品的競爭力。MSC.PATRAN可以幫助產品開發(fā)商實現從設計到制造全過程的產品性能仿真,具有極強的實用性。MSC.PATRAN的用戶界面既容易使用又方便記憶。這就意味著當有經驗的使用者正專著于他們的問題而不是如何使用軟件時,那些新用戶也可以很快成為熟練的使用者。作為世界一流的前后處理器,MSC.PATRAN已經風靡了二十多年,按"事件分類"的分析解算器選擇功能,使MSC.PATRAN的分析集成系統(tǒng)達到一嶄新的水平。分析選擇可根據不同分析軟件(包MSC.PATRAN提供的商品化應用分析模塊)設置不同的工作環(huán)境,可滿足用戶對使用效益和集成的需求。而無需再象以前那樣當一個模型要進行不同的分析時必須針對不同的分析軟件的特點重復建模。第二章適航驗證技術在中國的發(fā)展2.1適航驗證技術在中國的發(fā)展上世紀七十年代末，我國民航總局成立工程司，開始著手開展適航審定管理，中國民航適航審定系統(tǒng)逐步建立健全與國際接軌的適航法規(guī)體系和組織結構，培養(yǎng)了一批批專業(yè)的適航審定管理和技術人員。隨著中國民航發(fā)展和變革，中國民航適航審定系統(tǒng)也從未停下發(fā)展的腳步，自2003年啟動對國產新支線飛機ARJ1-700的適航合格審定工作依賴，適航審定系統(tǒng)得到了進一步加強：2007年1月，上海航空器適航審定中新成立，側重運輸類飛機的事行審定；2007年12月，沈陽航空器適航審定中心成立，側重旋翼機和輕型航空器的適航審定；我國正在籌劃成立適航審定中心和適航驗證中心，分別側重航空發(fā)動機和螺旋槳的適航審定、以及適航標準及符合性方法的驗證技術。在中國民航發(fā)展的五年規(guī)劃和2020年規(guī)劃遠景中，均在實現民航大國向民航強國轉變的戰(zhàn)略高度對那個提出明確具體的規(guī)劃要求。其重要轉變標志之一是具備發(fā)達的民族航空制造業(yè)以及建成與其相應的適航審定系統(tǒng)。并提出“適航先行”的理念。而中國民航適航審定系統(tǒng)建設的關鍵要素是：健全的組織，合格的人員，與國際接軌的工作思路。健全的組織我國將由民航局適航審定司為核心，建立起相應的地區(qū)管理局審定處，并與相關的科研院校合作，在全國主要城市成立完備的適航審定中心和適航驗證中心。（如圖2.1）民航局適航審定司民航局適航審定司CAAC-AAD科研院校地區(qū)管理局審定處適航審定中心適航驗證中心圖2.1完備的適航審定組織根據我國現有的組織以及將來所規(guī)劃的適航驗證審定中心，組織如圖2.2所示：運輸類飛機審定中心運輸類飛機審定中心上海適航驗證中心北京/西安航油/航化審定中心成都小飛機/旋翼機審定中心沈陽發(fā)動機/螺旋槳審定中心北京圖2.2適航組織規(guī)劃合格的人員我國將緊密結合國內型號任務，在適航審定實踐中鍛煉隊伍、積累經驗，培養(yǎng)出合格人才，建立適航教育培訓體系，以教育先行，推動“適航先行”的理念。與國際接軌的工作思路航空業(yè)的國際合作是大勢所趨，在已有ARJ21的發(fā)展模式中，我們深切體會到，國內制造商負責的是機體設計和系統(tǒng)的綜合，而國際供應商則需負責系統(tǒng)的研發(fā)；直15飛機的研制模式則是中外合作設計；由法國空客研制的A320則是國內負責總裝制造。種種先例表明，在國際合作一體化的今天，適航驗證同樣需要國際交流。在與國際接軌的工作思路方面，民族航空制造業(yè)要有意識地開展國際合作與競爭。建立廣泛的國際適航當局的適航雙邊關系，如在歐洲有歐洲航空安全局，德國民航局，法國民航局，英國民航局，俄羅斯航空注冊局等，北美有美國聯(lián)邦航空局，加拿大運輸部等等。以RJ21-700飛機項目為平臺的載體，與以美國聯(lián)邦航空局FAA為代表的航空發(fā)達國家適航當局開展更深層次的合作，推動其適時開展“影子審查”，進而擴展包括運輸類飛機在內的全面適航雙邊。在這一歷史過程中，我們的航空制造業(yè)人員和適航審定系統(tǒng)人員的素質都得到極大程度提高，對采取國際適航標準有全新的體會和認識，進而促進我國自己適航標準，審定能力和民機設計水平的全面提升。2.3適航條例對飛機座椅結構設計要求2.3.1概述作為飛機附屬設備的乘員座椅/約束系統(tǒng)在飛機墜撞環(huán)境中位于傳力終端，在保護乘員方面具有非常重要的地位。美國開展飛機結構抗墜毀設計技術研究時，對座椅和成員的約束系統(tǒng)的作用非常重視。FAA制定的飛機抗墜毀設計規(guī)范以及MIL-S-5B095(AV)等設計手冊中有專門的章節(jié)就乘員座椅及約束系統(tǒng)做出了嚴格的規(guī)定。由于我國尚未有飛機結構抗墜毀方面的規(guī)范或標準出臺，各航空研究所在進行飛機設計時缺乏座椅約束系統(tǒng)方面的設計依據，本文主要通過FAA和有關指標進行總結，提出一般性強度要求。2.3.2座椅/約束系統(tǒng)的設計要求(1)飛機失事時乘員的保護和生存是飛機座椅設計、試制和試驗中首先應考慮的問題。墜撞約束座椅和約束系統(tǒng)可以防止乘員與機身內部結構或設備之間相互碰撞，從而保護乘員免受傷害。每個座椅、約束以及座椅/座艙地板之間連接在一起構成一個完整的乘員保護系統(tǒng)。MIL-JSSG-2010-7，3.7.1節(jié)規(guī)定，乘員保護系統(tǒng)應當在整個飛機墜撞過程中，始終保持結構的完整性。除保護乘員免受碰撞傷害之外，乘員約束系統(tǒng)還應在整個墜撞過程中起到乘員支撐和定位作用，使作用在乘員身體上的加速度限制在一個可以接受的水平之內，并盡量減少沖擊載荷給乘員所帶來的傷害。(2)除此之外，MIL-JSSG-2010-7，3.7.3.3.1節(jié)還規(guī)定了抗墜毀座椅在整個飛機墜撞能量吸收系統(tǒng)中，所應當承擔的衰減沖擊載荷的份額，并且要求座椅和約束系統(tǒng)的配備，應使飛機上的成員（包括機長、操作手（飛行員）、炮手等）能在接到緊急或潛在的飛機墜撞警報的情況下快速進入規(guī)范坐姿。(3)控制由墜撞引起的沖擊力是墜撞時保護乘員的一個關鍵，座椅在此方面起到至關重要的作用。事實上，不僅要具備防止乘員因過載受到傷害的能力，還要具備防止乘員碰撞機體或艙內硬物的能力。在抗墜毀座椅/約束系統(tǒng)設計過程中，必須考慮如下重要因素：人體損傷承受極限、沖擊載荷的方向、約束系統(tǒng)的類型和幾何特征、座椅的靠墊影響、能量吸收、乘員保護系統(tǒng)的強度以及在特定沖擊載荷作用下成員的軌跡等重要因素。值得指出的是，在墜撞過程中，過載傷害和接觸傷害過程都與乘員保護系統(tǒng)密切相關，不能將其分開來分析。(4)座椅/約束系統(tǒng)應當在可能發(fā)生的強沖擊載荷方向和碰撞區(qū)域為乘員提供保護，并盡可能增大載荷在人體上的分布面積。當乘員就位的時候，要求乘員約束系統(tǒng)與機艙壁不發(fā)生脫離或脫落。為防止碰撞帶來的傷害，乘員約束系統(tǒng)必須保證乘員身體各部分都落在乘員沖擊軌跡包線范圍內。(5)座椅/約束系統(tǒng)的設計必須采用系統(tǒng)的方法。飛行器得性能以及設計布局方式對座椅/約束系統(tǒng)有一定的要求，約束系統(tǒng)的設計應當與機艙內部其他設備的設計相結合。舉例來說，機身結構的吸能性在某種程度上來講，要求乘員保護系統(tǒng)在滿足能量吸收能力要求的同時也滿足強副要求。除此之外，固位系統(tǒng)的內部組成構建也有相互作用，不能從系統(tǒng)中分離出來。例如，在墜撞過程中，吸能座椅一方面要減小施加在乘員身體上的載荷，另一方面要減小機艙內部結構和附件所受到的沖擊載荷，而且，在整個過程中，座椅本身的完整性不應破壞，為了達到這個目的，應該為座椅裝備一套完整的減速度裝置或限載裝置。(6)除了上述提到的各種基本設計思想外，座椅的舒適性也是很重要的設計因素。雖然，座椅舒適性與飛機結構的耐撞性沒有直接的聯(lián)系，但是座椅的舒適性可以直接影響飛行員的飛行狀態(tài)。如果忽略了座椅的舒適性，飛行員有可能在短時間的飛行任務重感到疲勞，從而增加飛機事故發(fā)生的可能性。2.3.3座椅材料與連接形式的選擇在以往的飛機設計中，一般要求材料具有最佳的比強度。然而，根據飛機結構適航思想可以進一步提出，最好應當選擇那些既滿足強度要求，又具有足夠的韌性的材料。選擇這類型材料一方面可以滿足靜強度設計要求，另一方面可以使得制造的結構具有好的耐撞性能。用彈性分析作為選擇材料的標準方法，對于產品使用壽命大多數情況是適當的，但是，作為耐墜毀設計，可預料載荷僅一次施加，因此，屈服點以外的材料特性通常是很重要的。座椅主要結構件所要求的延伸性在很大程度上取決于座椅結構是否設計成能通過使用分段的“限載”裝置來吸收能量。一般規(guī)定，10%的材料延伸率是韌性材料與非韌性材料的大致分界線。10%是建議用于所有無限載裝置座椅主要結構件的最小值。由于對峰值載荷脈沖形狀、系統(tǒng)的動力響應及速度變化等因素難以精確預測，對于有限載裝置的座椅，主要結構元件主要守在方向上，建議采用7%的延伸率的材料，這是因為其載荷和應力能預測。在飛機墜毀中有兩種類型的地板變形會引起座椅結構或固定連接件破壞，第一種類型，在座椅腿固定連接件之間的地面發(fā)生“凸起”或“凹陷”的變形。這使座椅腿產生相對于地版面的轉動，如果超過接頭變形極限就會導致連接件破壞。第二種類型，地板表面發(fā)生扭曲或翹曲，這使座椅結構產生變形載荷。由于座椅上施加了附加載荷，會使座椅連接件破壞。座椅設計者必須估計到地板可能出現的凸起或凹陷，并在座椅結構設計中考慮一個適當的數值以降低不利影響。為解決座椅腿由于地板凸起而產生相對于地板表面的轉動問題，可以考慮幾種設計方案，下面提出兩種：在固定連接件的設計中加進一個用有足夠韌性的材料特制的“塑性鉸”。對塑性鉸所要求的容許屈服，甚至在座椅腿的轉角超過由地板凸起所引起的最大預期變形值時都不破壞。還要要求它能承受壓縮、拉伸和剪切的組合載荷，以便在彎曲屈服時固定座椅。采用類似窩關節(jié)這樣的摩擦接頭，以便通過接觸地面之間的滑動允許座椅腿轉動。為防止座椅連接由于地板變形而破壞，結構接頭應能在各方向有較大的角位移時不破壞，一個能適應結構上整體載荷極限的座椅也能較好的適應墜毀狀態(tài)下地板的彎曲和翹曲。所以我們可以根據可生存事故中座椅結構產生的變形，可以采取如下圖2.6和2.7來考慮地板翹曲和彎曲極限。圖2.6飛機墜毀時保證座椅牢固性所允許的地板翹曲要求簡圖圖2.7嚴重墜毀時保證座椅牢固性所允許的彎曲或“凹陷”變形圖一個實例可以說明因座椅腿與地板之間不能產生相對轉動而引發(fā)的嚴重后果。在早期美國軍用直升機樣機上，駕駛員座椅的后腿是用一個如圖2.8所示鑄件連接到基礎構架上的。在發(fā)生事故時，這個鑄件由于應力集中區(qū)的軸向和彎曲組合應力的作用而一再破壞。而當后腿與滑軌接頭之間的連接點處不承受彎曲載荷時，座椅能經受大約兩倍的減速力。圖2.8座椅后腿鑄件接頭更改后如圖2.9所示，通過切掉部分鑄件以減小彎矩，這樣僅保留一個中心螺釘，因而連接形式由固定連接改為鉸接。后來的試驗證明這樣更改能提高承載能力。圖2.9座椅后腿鑄件接頭的更改2.3.4座椅強度要求乘員的體格特征是座椅設計的基本數據，FAA認為，在設計空勤座椅時應以第95百分位和第5百分位飛行員為基礎來考慮乘員重量上下限，設計重量應以執(zhí)行戰(zhàn)斗任務和非戰(zhàn)斗任務的座椅飛行員的典型重量為基礎。表2.5，2.6給出MIL-JSSG-2010-7規(guī)定的典型飛行員重量以及垂直方向有效重量。表2.5典型飛行員質量（單位：kg）體型95百分位50百分位5百分位細目男性女性男性女性男性女性飛行員100.774.677.459.760.646.7衣物1.411.411.41頭盔1.541.541.54皮靴1.861.861.86總量105.579.482.264.565.451.5垂向有效質量79.562.364.650.451.140.0表5.2兵員和炮手質量（單位kg）體型95百分位50百分位5百分位細目男性女性男性女性男性女性飛行員91.774.671.059.757.346.7衣物1.361.361.36頭盔1.821.821.82皮靴15.115.115.1總量11092.889.277.975.565.0穿著垂向有效質量79.562.364.650.451.140.0裝備垂向有效質量89.575.973.063.962.153.5雖然第95百分位作戰(zhàn)裝備飛行員質量可高達113.5kg，但據過去20年內軍用飛行記錄的大多數飛行小時是非戰(zhàn)斗機飛行小時。因而空勤人員輕裝的可能性極大，包括行程長度，控制方法和座椅裝甲等方面對空勤座椅的限制約束了設計選擇的靈活性，如果設計空勤座椅用以保護從第5百分位到95百分位全部重量范圍內的乘員，則應有乘員重量傳感裝置或速度傳感系統(tǒng)，以便對較輕機組乘員提供保護。變載系統(tǒng)要求更高，當進行充分研究后應在座椅設計中考慮。設計限載座椅的目的是考慮座椅和成員與飛機結構的相對位移使空間得到最好的利用，而作用在乘員身體上的在和必須與所用束帶系統(tǒng)的類型及乘員對載荷的耐受能力相符。座椅-乘員系統(tǒng)垂直方向的響應，特別是座椅運動特性對乘員減速度水平的影響是一個尚未得到充分研究和還未完全解決的問題，影響限載系統(tǒng)設計因素有：輸入脈沖、乘員的有效重量、椅墊特性及可用沖程距離。由于一部分下肢支撐在地板上，因此，座椅上的乘員在垂直方向的有效重量大約是乘員重量的80%，乘員有效重量可由以下幾個部分來確定：a．80%乘員體重；b．80%乘員著裝重量（靴子除外）；c．膝蓋以上身體攜帶的全部設備的100%重量。限載系統(tǒng)的極限載荷應該用14.5過載系數（GL）確定。極限載荷是用座椅上乘員的有效重量和座椅可動部分重量之和乘以14.5確定的。這一結果是阻止座椅垂直運動的全部力，其中包括摩擦、緊固等作用力。對于滑動系統(tǒng)來說，滿足這個要求是困難的，因為摩擦力隨接觸力而變化，接觸力又隨沖擊載荷的矢量方向而變。建議采用無摩擦的滾動機構或折疊機構。過載系數14.5是為了限制作用在座椅內乘員身體上的減速載荷，使減速載荷在超過人體耐受時間小宇23的過載系數。MIL-STD1807里對各種座椅零部件的靜態(tài)極限載荷因子做出了詳細的規(guī)定，如表2.7所示。表2.3C-17座椅及其約束系統(tǒng)要求強度要求極限載荷方向（相對于機體坐標系）MIL-S-25073A（座椅）類型I和類型Ⅱ頭枕（頭墊）890N朝后座椅扶手1335N朝下445N側向椅墊、前沿1780N朝下類型Ⅰ（直升機）座椅底部13350N朝下座椅靠背8900N朝后安全帶裝置6408N均布4005N肩帶安全腰帶裝置6675N均布類型Ⅱ（貨機、運輸機以及多發(fā)教練機）座椅底部17800N朝下座椅靠背6675N朝后安全帶裝置12816N（腰帶）均布8010N肩帶MIL-S-26688（座椅，乘客，后向，運輸機）座椅靠背17800N座椅底部17800N座椅扶手890N側向擱腳板1113N安全帶配件4450N每個配件MIL-S-7852(座椅、機組乘員、可調節(jié)旋軸、E-1型)座椅底部17800N座椅靠背17800N頭枕（頭墊）890N朝后座椅扶手1335N朝下445N側向安全帶配件12816N均布8010N肩帶第四章飛機座椅有限元建模及分析4.1概述座椅是飛機的重要構件，其必須安裝安全帶和肩帶以保證在規(guī)定的飛行狀態(tài)和應急著陸狀態(tài)慣性載荷作用時，駕駛員身體不受到嚴重損傷。座椅關系到對飛機駕駛員和乘員的保護，因此適航當局對其十分重視，要求其必需符合FAR第23.561條和第23.562條的規(guī)定，以及在中國民用航空條例CCAR第23.561條和第23.562條中明確強調再應急著落時，飛機結構必須具有對成員的保護功能，這就給座椅、安全帶及其連接結構設計和試驗驗證工作帶來了一定難度。適航條例除了提出在規(guī)定的沖擊速率作用下，座椅和約束系統(tǒng)的最大變形（包括塑性變形及破壞）等指標方面的要求以外，還對肩帶載荷，乘員腰椎力乘員骨盆加速度，乘員頭部加速度和HIC值等做出了硬性規(guī)定。為滿足以上條款，FAA適航當局提出對于小型農用飛機駕駛員座椅和緊束裝置可以經過5000磅的靜態(tài)試驗，其中2000磅的作用力分配給肩帶裝置，3000磅的作用力分配給腰帶裝置，加載狀態(tài)按美國聯(lián)邦航空局咨詢通報ACNO：23-4的規(guī)定的試驗狀態(tài)進行，以驗證其抗墜撞性能是否符合FAR第23.561條和第23.562條的規(guī)定。按照美國FAA適航條款要求和咨詢通報對飛機靜強度驗證，由于模型、安全帶和肩帶在計算分析中均為面接觸，不易模擬準確，故采用各部件相互作用的受力分析，得到試驗模型作用在座椅各部件及安全帶和肩帶上作用力，再施加到座椅有限元計算模型上進行計算的方法。依據強度計算結果設計改進后，對農5A飛機駕駛員座椅順利完成強度驗證試驗。不僅對小型飛機進行驗證，也對大型飛機座椅適航取證提供思路和方法。對于動態(tài)響應結果分析，由于時間和能力有限，只進行了簡單的嘗試。4.2飛機乘員座椅靜強度驗證4.4.1座椅試驗要求對于座椅的適航取證，重要的是滿足抗墜撞性能要求，即FAR第23.561條的抗墜毀載荷要求和第23.562條規(guī)定的動態(tài)試驗要求。從歷史上來說，農用飛機有顯著的墜撞生存記錄，適航當局在備忘錄中認可對于座椅適航取證，滿足FAR第23.561條和第23.562條的規(guī)定的具體狀態(tài)可為：（1）在試驗裝置中安全帶和肩帶的組件應包括收回裝置、慣性卷盤、長度調節(jié)器、金屬固定件等；（2）人工調節(jié)安全帶和肩帶至試驗件的貼荷位置，在安全帶和肩帶的每段張力足夠大的情況下，人工鎖住所有帶子收回裝置和慣性卷盤，以保持鎖住狀態(tài)和防止帶子伸長；圖4.1座椅試驗加載示意圖（3）對于抗撞性能滿足FAR第23.562條的規(guī)定，可以用加大靜態(tài)試驗載荷模擬其墜撞時的動態(tài)響應試驗，即座椅和緊束裝置必須經過5000磅的靜態(tài)載荷試驗，其中2000磅的作用力分配給肩帶裝置，3000磅的作用力分配給腰帶裝置，力的作用方向沿順航向向前，如圖4.1中的和。換算成國際單位制=8907N，=13361N。圖4.1座椅試驗加載示意圖4.4.2各約束點載荷計算分析按圖4.1所示座椅試驗模型、安全帶和肩帶均在約束狀態(tài)下進行試驗這時肩帶和腰帶與加載部件之間為面接觸，其使約束系統(tǒng)的載荷分布十分復雜，同時兩個模型之間的作用力也會產生復雜的受力關系。此外，5000磅的作用力相當于標準人體質量過載為n=29的慣性過載，大大超過了適航第23.561條規(guī)定的向前n=9的慣性過載。因此，對于座椅承受如此大的載荷不進行強度分析和判斷，極有可能造成試驗失敗。為此，根據圖4.1的加載方式、模型的尺寸及其相互關系，繪制了座椅試驗時的作用力示圖（見圖4.2）。由圖4.2可以判斷，安全帶和肩帶的載荷不僅影響到固定點的約束強度，而且也影響到了座椅和地板的結構強度，必須在計算中同時考慮安全帶和肩帶的作用力，兩個模型之間的作用力及模型A作用給座椅的作用力來判斷座椅和連接地板的結構強度。圖4.2載荷分析示意圖圖4.2載荷分析示意圖座椅靜態(tài)試驗作用在各約束點上載荷計算分析過程如下：由各協(xié)調尺寸得到圖4.2中，（4-1）（4-2）（4-3）（a）對于作用在模型B上的力轉化到座椅相應結構上的計算分析（1）作用在模型B上的載荷由安全帶的合力和通過模型A與模型B接觸傳遞的力、平衡。如圖4.2所示，在坐標系下建立平衡方程。由得（4-5）由得（4-6）由對模型B的加載點力矩平衡，得（4-7）由圖4.2得已知=8907N，建立方程（4-8）解聯(lián)立方程得（4-9）由合力計算通過肩帶上的力為（4-10）肩帶上的作用力圖4.3座椅限位器受力圖（4-11）圖4.3座椅限位器受力圖（2）由計算得到通過肩帶的載荷可計算座椅限位器（圖4.2中E點）及肩帶約束裝置（圖4.2中D點）上所受載荷。圖4.3為座椅限位器受力圖。座椅限位器作用力（4-12）圖4.3座椅限位器受力圖作用在肩帶約束裝置（圖4.2中D點）上載荷為,與圖中坐標系XOY的Y方向夾角為21°。圖4.3座椅限位器受力圖（3）單條肩帶受力如圖4.4所示，計算假定兩端受力相等。（4-13）（b）對于作用在模型A上的力轉化到座椅結構上的計算分析（1）作用在模型A上的力。除作用力外，還有M點肩帶通過安全帶鎖傳遞的載荷、垂直于椅面的力及模型B通過點傳遞的載荷和，如圖4.2所示。在坐標系XOY下建立平衡方程由，得（4-14）由,得圖4.4肩帶上端受力圖（4-15）圖4.4肩帶上端受力圖已知建立平衡方程，得（4-16）解得（4-17）（2）假設A對座椅椅面的作用力合力大小為12638.8N，假設其呈梯形分布作用到椅面上，假設A寬381mm，如圖4.5所示，對圖4.2中C點取矩，建立平衡方程，有：（4-18）椅面作用載荷：（4-19）圖4.5載荷作用到座椅椅面載荷分布（3）腰帶載荷由模型A兩邊傳給座椅。腰帶的形狀與模型A的寬度有關，模型圖4.5載荷作用到座椅椅面載荷分布圖4.6腰帶載荷（4-20）（4-21）（4-20）（4-21）4.4.3飛機座椅有限元模型的建立一般來說，在條件允許的情況下，應盡可能建立詳盡的結構有限元模型，以座椅系統(tǒng)為例，如果進行了座椅系統(tǒng)動力試驗，則模型至少必須能夠反映試驗所描述的真實情況。在建立仿真分析有限元模型時，應滿足保證在和傳遞路徑的通暢。也就是說，必須根據試驗結果或者實際工程經驗來判別座椅中哪些結構部件對于飛機載荷的傳遞來說是至關重要的，應詳細檢查并分析座椅實際結構，找出關鍵部件的連接形式以及連接情況，并盡可能的建立這些部件的詳細的有限元模型，以保證仿真分析模型能夠真實的反映載荷的傳遞路徑。否則，將會給分析結果帶來無法估計的誤差。4.4.4座椅有限元計算及分析按照座椅的尺寸和使用零件的尺寸及材料建立有限元模型，以農林五A型飛機為例，對飛機模型做了適當的簡化。保留了主要結構部件的特征及框架。各座椅的結構用梁單元模擬，如圖4.7。圖4.7飛機座椅有限元模型施加邊界約束，并將第4.2節(jié)中計算的作用力按實際角度施加到有限元模型上，如圖4.8。經過結果分析，其位移云圖及應力應變云圖如圖4.9（a）（b）（c）所示。圖4.8作用力加載到有限元模型示意圖圖4.9（a）座椅受載后位移云圖圖4.9（b）座椅受載后應力云圖圖4.9（c）座椅受載后應變云圖對座椅進行模態(tài)分析，其前五階模態(tài)響應如圖4.10所示：圖4.10(a)一階振型模態(tài)，固有頻率為152.64Hz圖4.10(b)二階振型模態(tài)，固有頻率為219.61Hz圖4.10(c)三階振型模態(tài)，固有頻率為386.52Hz圖4.10(d)四階振型模態(tài)，固有頻率為452.67Hz圖4.10(e)五階振型模態(tài)，固有頻率為519.09Hz通過結果，可以分析得出：(1)構架應力最大點在座椅靠背梁的下部，接近加強片的位置，為1035MPa，原結構滿足強度要求；(2)座椅與機身結構的連接腳片強度不夠，進行加強，保證腳片厚度為4mm鋼片，強度滿足要求；(3)肩帶卷縮器上載荷在座椅靠背加強梁上產生的扭矩大，增加剖面形狀抗扭剛度，強度滿足要求；(4)腰帶連接耳座和肩帶繞過機身結構需要加強。4.3飛機乘員座椅動強度分析4.3.1模型的建立飛機結構在墜撞環(huán)境下，機體結構在很短時間內，受巨大的沖擊載荷作用，飛機結構各部件響應具有復雜的高非線性特征。在碰撞區(qū)域的結構部件材料一般都會迅速的超越彈性階段而進入塑性流動狀態(tài)，并出現屈服、屈曲、撕裂等多種形式的破壞或失效。碰撞力通過飛機結構傳遞到座椅，并經由座椅、安全帶等約束系統(tǒng)作用于人體。因此，座椅與機艙地板的連接關系是建模過程中所需要考慮的一個重要因素。一個合理的座椅模型應正確描述出座椅與地板連接區(qū)域的局部結構特征。基于以上考慮，在座椅與地板連接區(qū)域附近的結構有限元網格應盡可能的細密，單元網格應盡可能合理，以期反映出真實的碰撞區(qū)域的相應情況。如上所述，要獲得合理反映實際座椅情況有限元模型必須進行合理的工程假設，反映真實材料力學特性的材料參數，如彈性模量、密度等基本參數等。對有可能發(fā)生屈服、屈曲甚至破壞失效等區(qū)域的材料則還應當給出反映材料的屈服模式、失效模式等破壞失效方式的屈服應力、極限應力、硬化模量以及應變率相關系數等材料參數，同時必須注意載荷的施加和約束的簡化。以某航空座椅為例，按上述原則對幾何模型進行了適當的簡化，保留了主要結構部件的特征，該型雙排航空座椅的有限元模型如圖4.10所示。座椅與機艙地板的連接條件可以根據實際情況采用焊接單元、固定連接或鉸支連接等方式。本次運用有限元模型是MSC/PATRAN，HyperMesh有限元前處理軟件生成。在有限元靜力分析模型基礎上增加了座椅和靠背的泡沫，并增加了座椅連接個數，最終有限元模型如圖。圖4.10雙排航空座椅有限元模型4.3.2.嚴重載荷情況分析我們采用國際上通用的最大沖擊工況，采用垂直14g進行簡單分析。假設座椅在兩人乘坐的最大懸臂端時，承受14g的加速度，加速度方向與水平面成60°夾角斜向上。模型的初始水平速度為10.8m/s，加速度在0.08秒時達到14g。此模型相當于向下施加一定載荷，模擬加載體重為70kg的人在座椅上，從而分析座椅情況。加載后根據MSC/PATRAN分析應力及應變所示如圖4.11，4.12。表示在加載時間內，Y向作用力及座椅應變隨時間變化圖。根據分析，得出圖4.13及4.14，表示在某一時刻所得應力及縱向應變示意圖。模態(tài)響應如圖4.15，表示前五階不同頻率的相應。圖4.11Y向作用力在0.1s內隨時間變化圖4.12應變在0.1s內隨時間變化圖4.13加載后座椅在0.021秒時應變圖4.14加載后座椅在0.021秒時應力大小圖4.15(a)頻率為5.1976Hz一階模態(tài)響應圖4.15(b)頻率為9.3392Hz二階模態(tài)響應圖4.15(c)頻率為16.259Hz三階模態(tài)響應圖4.15(d)頻率為18.495Hz四階模態(tài)響應圖4.15(e)頻率為26.204Hz五階模態(tài)響應由結果可以看出，飛機座椅需要加強連接座椅之間的連接強度。通過仿真手段能夠盡量有效模擬出機身內部結構在復雜動力環(huán)境下的力學響應，因此，可以借助仿真分析對飛機座椅/安全帶約束系統(tǒng)下對乘員的保護作用及結構連接件的強度做出快速評價。第五章全文工作總結及展望飛機適航驗證技術在世界的發(fā)展及在我國逐漸的普及，為提高飛機安全性，保障乘員安全，對飛機結構操縱面影響，機艙內座椅受載撞擊時靜力分析與動態(tài)分析都是十分有必要的。結構適航工作在國內才剛剛起步，研究深度有待于進一步擴展。本文在對飛機適航結構設計進行研究的基礎上，對軍用飛機操縱面設計提出一些想法，對農林五型飛機座艙內座椅進行了靜強度及動強度的仿真模擬。5.1全文工作總結1.對飛機結構適航在我國的發(fā)展進行了總結，并依據現有的情況介紹了在不久的將來我國適航研究的進程。2．根據美國聯(lián)邦航空FAR，我國現有運輸機適航管理條例，以及民用飛機適航條例，總結概括出飛機操縱面及機艙內座椅的要求，分析可能導致乘員損傷飛機墜撞結構損壞的因素，并根據要求對現有飛機存在的問題提出一些操縱面，機艙座椅的設計建議。3.根據軍用飛機標準，分析飛機操縱面現階段存在的問題，提出飛機副翼、水平尾翼和升降舵的設計方法。4.分析了乘員座椅的設計要求，在靜力分析時提出座椅之間各部件受力分析，提出建立有限元模型的原則，并建立飛機座椅有限元模型框架，加載并進行有限元計算，完成靜強度試驗分析。5.提出多乘員、座椅/安全帶約束系統(tǒng)動力學模型建模方法，并將其簡化，簡單驗證對飛機垂直沖擊載荷14g動強度模擬載荷分析。5.2總結與展望農林五型飛機是結構相對簡單的小型通用飛機，在建模時進行了適當的簡化，對于動力學問題缺乏真人模型的加載，只是通過約70kg的物體加載進行了分析，仿真度有待提高。且在飛行過程中，飛行員的舒適度也是很重要的一個指標。將來進一步研究時，可以將人模型運用其中，具有更廣泛的參考意義。飛機結構適航驗證技術在我國正處于新興前沿研究階段，對于飛機及乘員安全的考慮，結構適航不僅僅在于飛機操縱面及座椅的仿真模擬，這將對提高我國飛行安全方面有著深遠廣闊的前景。參考文獻[1]旋翼機和輕型定翼機耐墜毀文集，第一卷，《耐墜毀設計指南》，直升機技術編輯組，1981，7。[2]美國聯(lián)邦航空局資訊通報，ACNO：23-4[3]Carden,H,D.,ImpulseAnalysisofAirplaneCrashDatawithConsiderationGiventoHumanTolerance,SAEPaper830748,April,1983[4]THEMacNeal-SchwendlerCorporation.Msc/PATRAN基礎培訓教程，1999[5]美國聯(lián)邦航空FAR-23[6]中國民用航空CCAR-23-R3[7]馬超,李林,王立新，大展弦比飛翼布局飛機新型操縱面設計，北京航空航天大學學報，2007。[8]農林5A型飛機駕駛員座椅FAA適航驗證強度分析，洪都航空，2007。[9]J.F.M.Wiggenraad.CrashworthinessResearchatNLR(1990-2003),NLR-TP-2003-317.[10]王翔，蔣瑋光，全尺農林飛機縱向墜撞試驗大綱，中國直升機設計研究所，2006，10.[11]王翔，蔣瑋光，全尺農林飛機縱向墜撞驗證試驗報告，中國直升機設計研究所，2006，12.[13]Mili