复合材料机翼刚心轴线影响因素分析

采用有限元分析方法,确定复合材料机翼中刚心轴线的位置.建立一系列的复合材料机翼有限元模型,对影响刚心轴线位置的因素进行具体分析.结果表明,质量分布、展弦比和后掠角的变化对机翼刚心轴线位置有较大的影响,前后梁的位置、铺层形式、铺层比例和铺层顺序的变化对机翼刚心轴线位置的影响相对较小. 本研究将为复合材料机翼的设计提供一定的参考.     

机翼剖面刚心计算方法与有限元对比验证分析

机翼剖面刚心位置的确定,在飞机设计中起着重要作用。文中基于工程梁理论和薄壁梁假设,推导出了机翼剖面闭室刚心计算公式。基于该公式,应用刚心计算算法对一个4闭室机翼剖面进行了刚心计算。同时,根据刚心定义,载荷通过剖面刚心时,剖面的相对扭角为0,应用有限元计算方法得到剖面刚心。通过对2种刚心计算方法的对比分析,得到机翼剖面刚心位置的相对误差在5%以内,证明刚心计算算法有效,为计算机翼剖面刚心提供了一种较为简单的方法。     

复合材料机翼结构动力学分析

针对飞机在飞行过程中复杂的振动情况,使用ANSYS软件对复合材料机翼进行有限元建模,合理布置复合材料铺层,通过比较复合材料机翼与金属机翼模态计算结果,发现复合材料机翼的各阶频率高于金属结构,并对比不同铺层角的模态分析结果,发现铺层角不仅影响结构的模态频率,对振型也有很大的影响。考虑一定工况条件下的垂直突风载荷作用,对机翼结构进行动力学分析。结果表明,在载荷作用的时间范围内,观测点的运动参数均随时间呈简谐运动的变化规律,且其运动周期恰好等于结构一阶模态频率。     

复合材料机翼气动弹性剪裁综合研究

研究了铺层厚度、铺层比例、铺层主方向角和厚度多项式对机翼气动弹性性能的影响，利用COMPASS分别对复合材料直机翼、三角翼和前掠翼3种机翼布局进行了位移、频率、发散和颤振速度约束下的气动弹性剪裁设计，获得了不同铺层参数下的优化设计结果。算例计算结果表明，采用多种设计形式能够充分挖掘复合材料使用的潜力，有效地改善机翼的气动弹性性能。     

铺层对复合材料层合板力学性能影响的研究

为了研究不同铺层角和铺层厚度对复合材料层合板力学性能影响,通过转换复合材料刚度矩阵,得到复合材料层合板等效弹性常数,利用Matlab软件将计算复合材料层合板等效为计算等厚度各向异性板,研究不同铺层角对层合板力学性能影响;基于此等效方法,利用Fortran程序计算机翼剖面刚度,研究不同铺层厚度对层合板力学性能影响。结果表明:铺层角对复合材料层合板有较大影响,其中以45°铺层角作为最外层的层合板力学性能最佳,其次为90°和0°铺层角;随铺层厚度增加,机翼剖面的剪切刚度、弯曲刚度和扭转刚度几乎呈线性增大。研究成果为分析与设计飞机复合材料结构提供参考。     

轻型复合材料机翼铺层优化设计与分析

在给定全复合材料机翼结构几何外形尺寸条件下,以最高载荷/质量比(P/W)为目标,提出了一种复合材料机翼铺层优化设计与分析方法。主要进行了三方面优化工作:铺层厚度优化、铺层比例优化以及铺层顺序优化。首先,在初始结构方案的基础上,利用有限元分析软件ANSYS对复合材料层合板进行结构优化,得到了复合材料层合板铺层厚度与铺层比例。然后,插值拟合生成结构性能(即P/W)在设计区域的空间分布曲面,量化材料分布对结构性能的影响,得到了最佳材料分配比例,为分析复合材料铺层提供了新方法。最后,根据已经得到的铺层厚度和铺层比例方案,运用遗传算法对铺层顺序进行优化,得到最优铺层方案。根据最终优化的铺层设计方案,加工制造机翼样件并完成了试验验证。数值模拟结果与试验结果非常吻合,其中,破坏载荷的相对误差为-1.91%,结构刚度的相对误差为1.10%。与初始设计相比,载荷/质量比提高了70.23%(忽略翼梢小翼),证明本文优化工作的合理性与有效性。     

基于遗传算法的大展弦比复合材料机翼结构优化设计

结构减重是飞机设计的一个重要目标,采用复合材料代替金属材料以及对结构进行优化设计可以达到减重的效果。针对一个大展弦比复合材料机翼,采用遗传算法,通过Matlab调用Patran进行建模分析,以结构强度、刚度为约束条件,同时对翼梁位置和复合材料铺层进行优化设计;根据实际工艺要求建立复合材料铺层库,以解决复合材料铺层变量过多的问题。结果表明:本文提出的优化方法有效,对工程设计有较大的指导意义;复合材料铺层库在其他涉及复合材料铺层优化的问题中也具有广泛的应用前景。     

基于MSC.Nastran的直机翼结构优化设计

利用有限元方法,对直机翼以重量最轻为目标,以强度和位移作为约束,以机翼蒙皮厚度、腹板厚度、缘条尺寸作为设计变量,进行了优化设计,并且分析了复合材料蒙皮替代金属材料蒙皮结构的结果。对比两种不同材料的有限元分析结果,发现复合材料层压板结构可以替代金属材料,而且减重效果明显。对机翼蒙皮进行分区优化,对复合材料铺层厚度进行优化设计,最后得到合理的优化结果。     

大展弦比复合材料机翼气动剪裁和减重优化设计

针对大展弦比复合材料机翼各部位的受力和气动特点,将机翼进行分块。在满足结构强度和稳定性等约束条件的前提下,将机翼各块的铺层厚度和铺层顺序作为设计变量,机翼的质量和颤振速度作为目标函数,进行多目标、多约束条件下的优化设计。经过优化后,机翼质量下降21.62%,颤振速度提高12.97%,且满足所有约束条件。这表明,铺层厚度和铺层顺序对机翼的质量和颤振速度有较大的影响,整体设计时,应重点考虑。     

大型民机复合材料机翼结构设计与分析

大型客机强调安全性、经济性、舒适性和环保性,这些性能上的高要求决定其对复合材料需求的迫切性和必然性.本文基于CJ828双通道宽体大型民机的设计方案,对全复合材料机翼结构进行了详细的总体设计并完成相应结构分析.根据CJ828飞机机翼的结构特征和飞行受力情况,用工程估算方法估算出机翼主承力结构几何尺寸,然后进行结构尺寸优化.对机翼蒙皮,翼肋复合材料层合板给出具体的铺层设计,建立机翼主承力翼盒有限元模型.基于HYPER-WORKS软件平台完成对机翼的静强度分析,并与金属机翼进行性能对比分析.后续完成机翼结构的固有频率计算,最后完成了机翼结构的模态瞬态响应分析.对实际工程中复合材料机翼结构设计有一定的设计参考价值.     

基于复合材料机翼刚度的铺层自由尺寸优化分析

复合材料层合板的优化设计对于提高飞机结构承载能力具有巨大的潜在意义,自由单元尺寸优化技术是对复杂的复合材料结构进行优化的有效方法。本文从复合材料机翼翼盒的翼尖刚度控制出发,对机翼壁板铺层进行了自由尺寸优化设计分析。研究表明：在给定的机翼翼尖变形约束下,自由单元尺寸优化方法能够快速准确地设计机翼翼盒的复合材料铺层比例和厚度,寻找到最优的主传力路径布置,以及获得最小重量目标。     

复合材料薄板冲击后压缩性能研究

原有的冲击后压缩试验夹具无法防止薄板的整体失稳,为了获得正确的破坏模式,通过有限元分析设计了新的试验夹具。试验证明了新夹具的有效性,没有改变试件原有的应力状态,可以获得与标准试验相同的破坏模式。对比了不同铺层比和不同材料复合材料薄板的冲击后压缩性能。试验结果表明铺层比对冲击后压缩强度的影响很大,不同铺层比层合板的冲击后压缩破坏应变基本一致,织物铺叠层合板的CAI性能略与单向带铺叠的层合板差别不明显。     

民用飞机复合材料舱门优化设计

复合材料因其具有比刚度大、比强度高、可设计性强等特点而被广泛应用到民用飞机结构上。针对宽体复合材料舱门设计方案,建立有限元模型进行初步分析,然后以刚度设计要求和强度设计要求为约束条件,对复合材料舱门结构的铺层比例进行了优化,达到了复合材料舱门的减重目的。优化后复合材料舱门的重量降低了10%以上,并且满足所有刚度和强度设计要求。本文所做研究为复合材料气密舱门减重提供了一种有效的方法,并且为类似结构的设计提出了参考建议,在工程上具有一定的指导意义。     

固体推进剂药柱不确定结构分析及方法比较

针对复合固体推进剂力学性能参数的不确定性对固体火箭发动机药柱结构分析的影响,使用软件ANSYS parametric design language(APDL)建立了受固化降温载荷和压力载荷联合作用下药柱结构的参数化有限元模型.在此基础上,分别应用蒙特卡洛法和响应面法,研究了复合固体推进剂热膨胀系数与初始泊松比的随机分布对药柱结构有限元分析的影响,并对两种方法得到的概率分析结果进行了对比.结果表明:复合推进剂热膨胀系数和初始泊松比微小的变化会对结构分析结果产生较大的影响;药柱结构响应对初始泊松比更为敏感.在药柱结构有限元分析时考虑推进剂力学性能参数的不确定性十分必要.通过对两种不确定结构分析方法的比较发现,响应面法得到的分析结果与蒙特卡洛法得到的分析结果十分接近,且分析效率远高于蒙特卡洛法.      

含分层缺陷复合材料层合板分层扩展研究

采用基于粘聚区模型(CZM)的粘接元方法对含分层缺陷复合材料层合板进行了分层扩展研究。在缺少材料层间试验数据的情形下,应用了一种参数估算法确定粘接元的界面强度和刚度,并计算得到了含分层缺陷复合材料层合板的分层起始及扩展载荷,计算结果与试验值吻合良好,验证了所用方法的有效性。在此基础上,分析了不同分层位置对分层屈曲载荷、分层起始及扩展载荷的影响,并讨论了铺层角度对分层扩展方向的影响。     

薄层碳纤维斜纹布层压板二次胶接试验研究

将复合材料薄板二次胶接技术应用在小型无人机机翼主承力结构上，对于降低机翼盒段的制造成本具有重要的工程应用价值。采用碳纤维斜纹布制2 mm 薄板进行单搭接结构拉剪试验，分析3 种不同型号的胶粘剂对该薄板的适配性以及胶层厚度和层压板铺层角度对二次胶接强度的影响，并通过ABAQUS 软件进行模拟验证。结果表明：使用SY-23B 环氧结构胶，胶层厚度为0.2 mm、铺层方式为［（0/90）］8 -［（0/90）］8 的结构件，胶接性能最优，结构剪切强度可以达到18.2 MPa，满足小型无人机受力盒段的胶接强度要求，二次胶接成形的机翼受力盒段具有轻质化、低成本的优点。     

缝合密度对复合材料性能影响研究

建立了不同缝合密度的碳纤维缎纹增强复合材料有限元模型,对其面内弹性模量进行有限元预报,并进行了实验验证。实验结果表明:随着缝合密度增加,复合材料的面内弹性模量降低,最大降低幅度约为44%,而对泊松比的影响很小。实验结果与有限元预报的规律一致。     

一种考虑截面任意变形模式梁的有限元模型

提出了一种考虑截面完整变形的截面插值梁模型,并用于机翼结构的建模与分析。首先引入截面插值函数——拉格朗日函数描述截面形状,以位移向量为未知变量描述截面位移,在此基础上依据插值理论构造梁单元位移场。不同于传统梁单元通过假定的中性轴的挠度和转角来确定梁截面各点位移,该梁模型摒弃了中性轴假设与平截面假设,通过截面插值函数得到梁截面面内、面外变形;然后通过有限元理论推导了梁单元刚度矩阵与质量矩阵;最后利用截面插值梁单元对机翼各部件进行有限元建模,并展开典型工况下的静力学分析以及动力学分析,与Nastran实体单元计算结果进行了对比分析,验证了该梁模型的有效性,为机翼的结构设计和强度分析提供了一种新的简化建模方法。     

大展弦比复合材料机翼设计与CFD／CSM计算

研究沿着机翼气动性能计算、复合材料机翼构形设计、复合材料部件铺层设计、CFD／CSM载荷传递、机翼结构力学性能计算的设计分析流程,完成了一个大展弦比全复合材料机翼的设计过程。计算结果表明：该复合材料机翼能够完全满足预定设计指标要求;与传统金属机翼相比,在刚度提升20％的情况下,结构减重达32％。研究充分说明了所采用设计分析流程的技术可行性。     

复合材料盒段结构屈曲稳定性分析及优化技术

随着计算机科学和有限元技术的发展,屈曲稳定性问题有限元数值求解技术已经比较成熟,但是在大型飞机结构工程应用中还是由于计算量大、收敛困难而受到限制.特别是在需要反复迭代计算的优化过程中,更是受到该问题的困扰.针对飞机机翼结构中的典型盒段结构,本文研究了基于ANSYS子模型的考虑线性屈曲稳定性约束的优化方法,以及非线性数值计算技术.研究表明,在相同精度要求的条件下,位移求解模型所需网格尺寸可远大于屈曲稳定性模型.本文利用验证结论,采用网格尺寸100mm建立粗模型进行位移求解并确定危险部位,采用网格尺寸10mm建立子模型进行屈曲稳定性求解,从而完成全结构的优化设计.此方法计算效率高,在非线性屈曲稳定性求解以及优化迭代计算中优势明显.