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World File Search System机身
DOT/FAA/AR-95/43 轴向裂纹扩展和机身
进行了混合实验-数值研究，以建立在加压飞机机身中存在或不存在多点损伤 (MSD) 的情况下的实用裂纹扭结标准。修改了 Ramulu-Kobayashi 裂纹扭结标准，以预测沿 MSD 线的自相似裂纹扩展以及随后在撕裂带附近的扭结。进行了仪器化双轴试验样品和小型机身断裂实验，以生成裂纹扭结和裂纹速度数据，然后将其输入到断裂样品的大变形弹性动力学有限元模型中。计算出的混合模式 I 和 II 应力强度因子以及扩展裂纹之前的大轴向应力用于评估自相似裂纹扩展和裂纹轨迹上的裂纹扭结标准。预测和测量的裂纹扭结角度和位置之间具有极好的一致性。通过计算和测量的应变计数据的匹配进行了额外的验证。
初步机身设计的鸟罢工虚拟测试
由Emerald出版。这是作者接受的手稿：Creative Commons Attribution非商业许可（CC：BOY：NC 4.0）。最终发布的版本（记录的版本）可在线访问：10.1108/AEAT-09-2020-0212。请参考任何适用的发布者使用条款。
机身和动力装置证书继续教育要求和续期
提交本论文以部分满足北达科他大学研究生学位的要求时，我同意该大学图书馆应免费提供本论文供查阅。我进一步同意，指导我论文工作的教授或研究生院院长系主任可授权我出于学术目的进行大量复制。未经我书面许可，不得复制或出版本论文或论文部分内容以谋取经济利益。此外，我和北达科他大学应在对我论文中任何材料的任何学术使用中给予应有的认可。
典型飞机机翼机身凸耳的设计与疲劳分析
此前，飞机机身结构中连接机翼机身和垂直尾翼机身的吊耳已提交有限元分析 [2-3]。由于快速加速和复杂运动，机翼表面将承受巨大的载荷 [4]。由于弯矩最大，机翼根部将承受最大的应力集中 [5]。支架用于将机翼固定在机身框架上。机翼的弯矩和剪应力通过这些附件传递到机身 [6]。此外，疲劳是指结构部件强度在运行过程中不断下降，在极低的极限应力水平下就会发生故障。这是因为重复载荷作用的时间较长。基于静态结构分析，利用应力寿命技术和 Goodman 标准进行的疲劳寿命计算预测几何形状是安全的 [7]。因此，机翼机身吊耳连接结构采用有限元分析和疲劳寿命计算方法进行设计。
传感器至机身的对称性校准程序...
固定翼 UAV 设计通常相对于纵向平面对称，即机身左侧与右侧对称。目的是使广义气动力对称，以便在任一方向转弯时具有等效机动能力。为了确定给定机身设计的力，工程师通常会收集风洞测试或飞行实验中捕捉力的数据。无论哪种情况，我们都会期望力的大小相等，以对称使用执行器并镜像对称平面上的相对速度。然而，当力和力矩测量设备的坐标轴与机身固定坐标系的坐标轴不对齐时，收集到的数据并非如此（通常情况如此）。这种不对称随后会传递到已识别的模型，并可能对基于模型的控制造成问题，而这正是我们所针对的用例。通过仔细的安装程序可以将错位保持在较小水平，这样就可以通过适当的后处理校准剩余的不对称性。然而，似乎没有一种系统性的校准方法来做到这一点
传感器至机身的对称性校准程序...
固定翼 UAV 设计通常相对于纵向平面对称，即机身左侧与右侧对称。目的是使广义气动力对称，以便在任一方向转弯时具有等效机动能力。为了确定给定机身设计的力，工程师通常会收集风洞测试或飞行实验中捕捉力的数据。无论哪种情况，我们都会期望力的大小相等，以对称使用执行器并镜像对称平面上的相对速度。然而，当力和力矩测量设备的坐标轴与机身固定坐标系的坐标轴不对齐时，收集到的数据并非如此（通常情况如此）。这种不对称随后会传递到已识别的模型，并可能对基于模型的控制造成问题，而这正是我们所针对的用例。通过仔细的安装程序可以将错位保持在较小水平，这样就可以通过适当的后处理校准剩余的不对称性。然而，似乎没有一种系统性的校准方法来做到这一点
飞机机翼机身吊耳拓扑优化...
摘要：拓扑优化已成为轻量化和性能设计的有效工具，尤其是在航空航天工业中。事实证明，它能够满足生产更坚固、更轻便的复杂零件的要求。该技术已证明具有成本效益、提高了有效载荷能力并提高了航空航天领域的燃油经济性，并使结构部件能够在使用更少材料的情况下提供相同或增强的性能。在飞机中，机身和机翼是重要的结构部件。机翼机身耳状连接支架是连接机翼和机身的连接元件。支架的灾难性故障有时会导致飞机结构分离。这项工作专注于飞机机翼机身耳状连接支架的建模、形状优化和分析。该方法涉及使用不同材料组对支架进行建模和形状优化。进行了有限元建模和结构分析，以研究支架上的应力和变形。进行疲劳损伤评估以研究支架在重复循环载荷下的行为。关键词：- 拓扑优化、机翼机身连接支架、疲劳损伤、静态结构、载荷系数、质量减轻。
利用人工智能检测飞机机身腐蚀
摘要：腐蚀识别和修复是飞机维护中确保结构完整性的重要任务。关于机身搭接接头，通常，目视检查后会采用非破坏性方法，这非常耗时。大面积目视检查不仅存在主观性，而且腐蚀检测概率也存在差异，机身结构采用的多层结构加剧了这种情况。在本文中，我们提出了一种使用深度神经网络自动基于图像检测飞机结构腐蚀的方法。对于机器学习，我们使用一个数据集，该数据集包含来自波音和空客飞机不同搭接接头的 D-Sight 飞机检查系统 (DAIS) 图像。我们还采用迁移学习来克服飞机腐蚀图像的短缺。精度超过 93%，我们证明我们的方法检测腐蚀的精度与训练有素的操作员相当，有助于减少与操作员疲劳或培训不足相关的不确定性。我们的结果表明，我们的方法可以为航空航天工业的腐蚀监测专家和工程师提供支持，可能有助于实现基于条件的维护协议的自动化。
开发用于组装多功能热塑性复合材料机身的创新自动化解决方案
摘要 本研究介绍了用于组装多功能热塑性机身的创新工具和末端执行器系统的开发。对更清洁和新型飞机的需求日益增长，这要求使用新材料和技术。先进的热塑性复合材料由于其可焊性、低密度、低总生产成本、改进的断裂韧性和可回收性而成为一种极好的材料选择。然而，要充分发挥它们的潜力，需要新的制造方法和技术。因此，该项目开发了三种末端执行器解决方案，以证明组装全尺寸多功能集成热塑性下机身外壳的可行性，包括集成全装备的地板和货物结构。开发的组装解决方案包括三个独立但集成良好的工具系统，可用于容纳外壳和组装件；拾取、放置和焊接组装件，即夹子和纵梁；以及焊接框架和地板梁子组件。本文详细介绍了开发这些系统的过程，包括最终用户要求、技术挑战、工具和末端执行器设计和制造过程。
开发用于多功能热塑性复合材料机身组装的创新自动化解决方案
摘要 本研究介绍了用于组装多功能热塑性机身的创新工具和末端执行器系统的开发。对更清洁和新型飞机的需求日益增长，这要求使用新材料和技术。先进的热塑性复合材料由于其可焊性、低密度、低总生产成本、改进的断裂韧性和可回收性而成为一种极好的材料选择。然而，要充分发挥它们的潜力，需要新的制造方法和技术。因此，该项目开发了三种末端执行器解决方案，以证明组装全尺寸多功能集成热塑性下机身外壳的可行性，包括集成全装备的地板和货物结构。开发的组装解决方案包括三个独立但集成良好的工具系统，可用于容纳外壳和组装件；拾取、放置和焊接组装件，即夹子和纵梁；以及焊接框架和地板梁子组件。本文详细介绍了开发这些系统的过程，包括最终用户要求、技术挑战、工具和末端执行器设计和制造过程。