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未来的飞机结构设计
[1] EH Baalbergen、E. Moerlan、WF Lammen、PD Ciampa (2017) 支持未来飞机高效协同设计的方法。NLR-TP-2017-338。[2] AJ de Wit、WF Lammen、HS Timmermans、WJ Vankan、D. Charbonnier、T. van der Laan、PD Ciampa (2019) 飞机供应链的协同设计方法：多层次优化。NLR-TP-2019-202。[3] WF Lammen、P. Kupijai、D. Kickenweitz、T. Laudan (2014) 将发动机制造商的知识整合到初步飞机尺寸确定过程中。NLR-TP-2014-428。 [4] E. Amsterdam、JW Wiegman、M. Nawijn (2021) 铝合金疲劳裂纹扩展速率的幂律行为和转变。国际疲劳杂志，待提交。[5] FP Grooteman (2020) 使用光纤布拉格光栅传感器进行多载荷路径损伤检测。NLR-TP-2020-415。[6] FP Grooteman (2019) 概率故障安全结构风险分析。NLR-TP-2020-416。在 2019 年 ASIP（飞机结构完整性计划）会议上发表。[7] FP Grooteman、E. Lee、S. Jin、MJ Bos (2019) 极限载荷系数降低。在 2019 年飞机结构完整性计划 (ASIP) 会议上发表。 [8] E. Amsterdam，FP Grooteman (2016) 应力状态对疲劳裂纹扩展幂律方程指数的影响。NLR-TP-2016-064。 [9] E. Amsterdam (2021) 金属合金拉伸-拉伸疲劳中裂纹扩展速率的现象学模型。待提交。 [10] WJ Vankan、WM van den Brink、R. Maas (2017) 飞机复合材料机身结构模型的验证与相关性——初步结果。NLR-TP-2016-172。 [11] JW van der Burg、BB Prananta、BI Soemarwoto (2005) 几何复杂飞机配置的气动弹性 CFD 研究。NLR-TP-2005-224。 [12] J. van Muijden、BB Prananta、RPG Veul (2008) 疲劳分析参数化程序中的高效气动弹性模拟。NLR-TP-2008-587。[13] H. Timmermans、BB Prananta (2016) 飞机设计过程中的气动弹性挑战。第六届飞机设计合作研讨会，波兰华沙。[14] L. Paletti、E. Amsterdam (2019) 增材制造对航空航天部件结构完整性方法的影响。NLR-TP-2019-368。[15] L. Paletti、WM van den Brink、R. Bruins、E. van de Ven、M. Bosman (2020) 航空航天中的增材制造设计：拓扑优化和虚拟制造。NLR-TP-2020-285。 [16] JC de Kruijk (2018) 使用机器人技术实现复合材料的自动化制造，降低成本、缩短交货时间和提高废品率 - STO- MP-AVT-267-12。NLR-TP-2018-143。[17] WM van den Brink、R. Bruins、CP Groenendijk、R. Maas、P. Lantermans (2016) 复合材料热塑性水平稳定器扭力箱的纤维转向蒙皮设计。NLR-TP-2016-265。[18] P. Nijhuis (2020) 复合材料格栅加筋板的环保生产方法。在 2020 年阿姆斯特丹 SAMPE 欧洲展会上发表。[19] MH Nagelsmit、C. Kassapoglou、Z.Gürdal (2010) 一种提高损伤容限的新型纤维铺放结构。NLR-TP-2010-626。[20] A. Clarke、RJC Creemers、A. Riccio、C. Williamson (2005) 全复合材料损伤容限翼盒的结构分析与优化。NLR-TP-2005-478。
未来的飞机结构设计
[1] E.H. Baalbergen, E. Moerlan, W.F.Lammen, P.D.Ciampa (2017) 支持未来飞机高效协同设计的方法。NLR-TP-2017-338。[2] A.J.de Wit, W.F.Lammen, H.S.Timmermans, W.J.Vankan, D. Charbonnier, T. van der Laan, P.D.Ciampa (2019) 飞机供应链的协同设计方法：多级优化。NLR-TP-2019-202。[3] W.F.Lammen, P. Kupijai, D. Kickenweitz, T. Laudan (2014) 将发动机制造商的知识整合到初步飞机尺寸确定过程中。NLR-TP-2014-428。[4] E. Amsterdam, J.W.Wiegman, M. Nawijn (2021) 铝合金疲劳裂纹扩展速率的幂律行为和转变。国际疲劳杂志，待提交。[5] F.P.Grooteman (2020) 使用光纤布拉格光栅传感器进行多载荷路径损伤检测。NLR-TP-2020- 415。[6] F.P.Grooteman (2019) 概率故障安全结构风险分析。NLR-TP-2020-416。在 2019 年 ASIP（飞机结构完整性计划）会议上发表。[7] F.P.Grooteman, E. Lee, S. Jin, M.J. Bos (2019) 极限载荷系数降低。在 2019 年 ASIP（飞机结构完整性计划）会议上发表。[8] E. Amsterdam, F.P.Grooteman (2016) 应力状态对疲劳裂纹扩展幂律方程指数的影响。NLR-TP-2016-064。[9] E. Amsterdam (2021) 金属合金拉伸-拉伸疲劳裂纹扩展速率的现象学模型。待提交。[10] W.J.Vankan, W.M.van den Brink, R. Maas (2017) 飞机复合材料机身结构模型的验证与相关性——初步结果。NLR-TP-2016-172。[11] J.W.van der Burg, B.B.Prananta, B.I Soemarwoto (2005) 几何复杂飞机配置的气动弹性 CFD 研究。NLR-TP-2005-224。[12] J. van Muijden, B.B.Prananta, R.P.G.Veul (2008) 疲劳分析参数化程序中的高效气动弹性模拟。NLR-TP-2008-587。[13] H. Timmermans, B.B.Prananta (2016) 飞机设计过程中的气动弹性挑战。第六届飞机设计合作研讨会，波兰华沙。NLR-TP-2019-368。[15] L. Paletti, W.M.[14] L. Paletti、E. Amsterdam (2019) 增材制造对航空航天部件结构完整性方法的影响。van den Brink、R. Bruins、E. van de Ven、M. Bosman (2020) 航空航天增材制造设计：拓扑优化和虚拟制造。NLR-TP-2020-285。[16] J.C. de Kruijk (2018) 使用机器人技术实现复合材料自动化制造可降低成本、交货时间和废品率 - STO- MP-AVT-267-12。NLR-TP-2018-143。[17] W.M.van den Brink、R. Bruins、C.P.Groenendijk、R. Maas、P. Lantermans (2016) 复合热塑性水平稳定器扭力箱的纤维引导蒙皮设计。NLR-TP-2016-265。[18] P. Nijhuis (2020) 复合格栅加固板的环保生产方法。在 2020 年阿姆斯特丹 SAMPE 欧洲会议上发表。[19] M.H.Nagelsmit、C. Kassapoglou、Z. Gürdal (2010) 一种用于提高损伤容限的新型纤维放置架构。NLR-TP-2010-626。[20] A. Clarke、R.J.C.Creemers, A. Riccio, C. Williamson (2005) 全复合材料耐损伤翼盒的结构分析与优化。NLR-TP-2005-478。
根据撞击对飞机结构造成的损伤推断撞击物的物理特性
本文提出了一种分析模型，该模型使用历史损伤尺寸数据来推断造成一定损伤的物理撞击物特性（尺寸和能量）。维护任务在操作中是由于撞击而发生的，但在大多数情况下，事件中造成的损伤来源仍然未知。因此，通过从损伤类型和严重程度相对于撞击物类型的分布中推断出造成某种损伤的原因，维护人员可以更好地了解给定撞击物源的预期结果。开发的模型在局部变形和整体板块挠度之间引入了一个新型过渡变形区域，可以快速准确地预测撞击事件。使用已知的铝结构特性和损伤尺寸，将损伤数据转换为撞击物数据。该模型应用于一个案例研究，使用了波音 777 机队的 120 个机身凹痕损伤尺寸（长度、宽度和深度）。结果表明，该模型可以推断出 94% 的考虑损伤的撞击器特性，撞击器能量和半径分别高达 240 J 和 110 mm。� 2021 作者。由 Elsevier Ltd. 出版。这是一篇根据 CC BY 许可开放获取的文章（http://creativecommons.org/licenses/by/4.0/）。
飞机结构测试中的高级声发射源位置
s Grigg，C A Featherston，M Pearson和R Pullin Cardiff工程学院，加的夫大学，皇后建筑，游行，加的夫，CF24 3AA摘要。声发射（AE）是一种原位结构性健康监测（SHM）技术，在该技术中，由于裂纹生长而产生的超声波监测结构。将AE应用于飞机和其他复杂结构时，AE的主要挑战是，波传播会受到加强剂，孔，厚度变化和其他复杂性的显着影响。这降低了基于奇异传播波速的传统源位置技术的准确性。Delta-T方法通过映射结构并考虑这些更改来实现更高级别的准确性。在这项工作中，AE监视设备安装在铝空客A320机翼的一部分上。位置试验显示，与商业标准技术相比，人工HSU-Nielson来源的Delta-T技术将平均误差从85mm提高到23mm。在疲劳下进行测试证明了检查3D结构（由于多个信号路径）具有显着水平的背景噪声时遇到的挑战。在结构中鉴定出的两个裂纹中，其中第一个被成功地检测到并找到，而另一个由于高机噪声和无代表性的负载而错过了。
飞机结构疲劳 - Biblioteka Nauki
虚拟测试和混合仿真已成为飞机设计和验证的重要趋势。传统的测试金字塔（或构建块）方法强调单轴试样测试和全结构认证测试，正受到挑战。研究人员正试图使用先进的测试和仿真方法来取代测试金字塔方法。在物理测试之前，可以进行虚拟测试来模拟物理测试。可以构建和验证包括控制器、执行器和夹具在内的完整测试系统的虚拟模型。在这项工作中，我们开发并验证了一个示例，以展示虚拟测试过程的潜力。混合仿真是一种在实际负载条件下分析分析模型和物理结构集成系统的方法。混合仿真将实验室测试与数值分析相结合，以探索这两种方法的优势。在本研究中，对简化的飞机机翼进行了混合仿真，以演示该过程。虚拟测试和混合仿真是测试金字塔方法的替代方法。认证仍然需要全尺寸测试，但对测试件了解得越多，全尺寸认证测试成功的机会就越大。
飞机结构耐撞性行为评估...
使用有限元分析评估飞机结构耐撞性行为 C. Zinzuwadia、G. Olivares、L. Gomez、H. Ly、H. Miyaki 威奇托州立大学，国家航空研究所，计算力学实验室，堪萨斯州威奇托 67260-0093 摘要 尽管全球范围内正在就飞机耐撞性的广泛方面进行研究和讨论，但目前尚无具体的动态监管要求。但美国联邦航空管理局 (FAA) 要求对每种新飞机型号进行评估，以确保飞机撞击性能不会与之前设计的典型动态特性有显著偏差或降低 [8]。复合材料机身结构部件的使用增加，需要进行新的评估，以确定相关动态结构响应的耐撞性是否提供与传统金属结构相当或更高的安全水平。通常，这种评估包括评估可幸存体积、大质量物品的保留、乘员所经受的减速载荷以及乘员紧急疏散路径。为了设计、评估和优化复合材料结构的耐撞性，必须牢记这些要求，开发分析方法和预测计算工具。为了实现这一目标，NIAR 使用 LS-DYNA ® 开发了波音 737 10 英尺 s 的数值模型
货仓对飞机结构的影响 - NATO STO
需要一个有限元模型，该模型将使用地面和飞行测试结果进行更新。分析研究的基础可以是粗网格模型，该模型由精细有限元组件模型派生而来，组装成完整的飞机模型。使用细静态网格模型作为基本模型的优点是，在细化的情况下，可以一步更新所有使用的模型。从选定的假设模式中，将计算一组广义非定常气动矩阵。为了分析真实情况，研究了不同表面的气动干扰。通过低速风洞试验和飞行试验验证了分析计算。主要飞行试验是颤振、结构耦合以及振动和载荷调查。在对称或反对称情况下，使用不同的激励方法和机动来激励飞机。
飞机结构 - UF MAE
根据现行《联邦法规》第 14 篇 (14 CFR) 第 1 部分“定义和缩写”，飞机是一种用于或预期用于飞行的设备。用于对飞行员进行认证的飞机类别包括固定翼飞机、旋翼机、滑翔机、轻于空气的飞机、动力升力飞机、动力降落伞飞机和重量转移控制飞机。14 CFR 第 1 部分还将飞机定义为发动机驱动的固定翼飞机，其飞行依靠空气对机翼的动态反作用力。另一个尚未在 14 CFR 第 1 部分中编入法典的术语是先进航空电子飞机，它指的是包含带有移动地图显示的全球定位系统 (GPS) 导航系统以及自动驾驶仪等其他系统的飞机。本章简要介绍了飞机的结构，并在大多数说明中使用飞机。轻型运动飞机 (LSA)，例如重量转移控制、气球、滑翔机、动力降落伞和旋翼机都有自己的手册，其中包含有关空气动力学和控制的详细信息。
飞机结构设计的高级模拟 - Onera
• 在此级别应用高级损伤模型存在几个困难： • 如果使用与试件相同的细化级别，则模型大小 • 通常：不同故障机制之间的相互作用 • 通常：复杂载荷（平面外效应）并不总是在试件级别进行评估
