CJ828中央翼盒复合材料结构设计

中央翼盒是飞机主要的承力结构,承担着飞机起飞、巡航和着陆过程中机翼及机身传来的各种载荷[1].复合材料作为一种优良的航空材料,具有比强度高、比刚度大、材料力学性能可设计等优点;由于复合材料各项异性的特点,使其结构设计比金属结构更为复杂.对CJ828飞机的中央翼盒进行复合材料结构设计,强度校核后对复合材料结构设计进行优化.对比中央翼盒复合材料结构设计与金属结构设计,为我国大飞机中央翼盒结构设计做一些探索性工作.     

CJ828大型客机平衡场长分析

起飞性能是大型客机飞行性能技术要求的重要组成部分,从平衡场长角度对大型干线客机CJ828的起飞性能进行估算分析.在海平面和高原气候下,对“加速-起飞”和“加速-停止”两种情况的飞机起飞场长进行计算,计算不同情况下的平衡场长和失效速度.针对拉萨贡嘎机场,评价高原起飞性能.从起飞重量、机场高度、发动机推力和机翼面积四个角度分析平衡场长的影响因素.最终确定CJ828起飞性能.     

大型飞机复合材料主结构的设计与发展

近几年,国外对低成本、高性能复合材料结构在大型飞机上的工程应用进行了广泛深入研究,取得了大量有工程应用价值的研究成果,具体体现在新设计飞机主要承力部件大量应用先进复合材料结构,如A380复合材料中央机翼、A400M复材翼面与机身、波音787复合材料机翼等。     

CJ828大型客机平尾气动设计及气动性能工程估算

参考波音777-200和A330-300飞机,模拟设计300座级的大飞机CJ828,对CJ828平尾进行了气动设计,确定了平尾的气动参数;建立了平尾Catia三维模型;对平尾的气动性能包括升阻力特性和俯仰力矩特性进行了工程估算.     

CJ828机翼防除冰系统设计方案研究

对目前客机机翼防冰主要方式进行了研究、对比和分析,针对新一代300座级双通道干线客机CJ828,根据其性能参数及技术标准,进行了机翼防除冰系统的设计,并提出一种新型机翼周期性引气的热气防冰方案.该设计方案在满足机翼防冰技术要求的同时,提高了飞机发动机效率及其经济性,增加了CJ828的市场竞争力.     

一种轻型直升机复合材料主承力管梁的强度分析与试验验证

根据某型直升机平尾主承力管梁的结构特点和受力特性,研制了一种全复合材料平尾主承力管梁结构。通过理论计算进行可行性分析,并采用MSC.Patran/Nastran建立了管梁有限元分析模型,根据实际载荷及约束条件进行了静强度分析,给出了结构应变与位移结果;同时设计了强度试验方案,对管梁结构进行静强度试验验证。结果表明:全复合材料主承力管梁结构满足强度设计要求,与金属材料相比,减轻了17.6%的结构重量,充分体现了复合材料管梁结构优良的整体性能和承载能力,为复合材料应用于直升机主承力结构提供了依据。     

CJ828复合材料水平尾翼结构初步设计与分析

根据大型宽体客机的特点,结合飞机结构设计特别是复合材料结构设计的原则,运用现代飞机设计理论分析,对大型双通道宽体客机的水平尾翼进行了初步设计.首先确定了水平尾翼的主要主承力结构的布置形式,其次计算了水平尾翼在飞行过程中的载荷情况,进行合理选材,根据各结构元的受力特点确定细节尺寸和铺层形式.在CATIA软件中创建三维模型,在MSC.Patran/Nastran中进行有限元静强度校核,并进行了受力翼盒蒙皮铺层的优化,得到的结果满足预期设计许用值目标,并实现了等强度设计.     

CJ828复合材料地板结构设计与不同商载情况下的受力分析

依据CJ828宽体客机总体设计参数及机身结构的设计要求,对中机身复合材料地板的总体布局、主要承力构件(包括地板桁梁、纵梁和支架)和地板结构进行了初步设计.在此基础上,分析了可能出现的客座率,并选取具有代表性的商载情况对地板进行了受力分析.结果表明,100％客座率时,地板的强度和刚度能满足设计要求,75％和50％客座率时,座位的排布会对地板的受载产生一定的影响.     

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。     

复合材料大型构件的制造

复合材料在小型飞机的构件上已经获得广泛应用,但在大型部件,特别在主承力构件上的应用一直比较缓慢。最近在美国空军莱特航空研究所材料实验室倡议下制订了复合材料大型飞机机翼结构研究计划(The Composite Large Aircraft Wing Structure Programme简称CLAWS计划),根据这个计划Textron Aerostructures和Rockwell International公司研制了美国空军B-1B飞机的下机翼蒙皮大型复合材料构件。该复合材料构件尺寸为2.44×14.94m。作为机翼的翼型,无论在翼弦方向或翼展方向都是变截面的,内侧厚     

CJ818中央翼盒复合材料结构设计及分析

中央翼盒是飞机主要的承力结构,承担着飞机起飞、巡航和着陆过程中机翼及机身传来的各种载荷。复合材料作为一种优良的航空材料,具有比强度高、比刚度大,材料力学性能可设计等优点;由于复合材料各向异性的特点,使其结构设计比金属结构更为复杂。对CJ818飞机的中央翼盒进行复合材料结构设计,强度校核后对复合材料结构设计进行优化。对比中央翼盒复合材料结构设计与金属结构设计,为我国大飞机中央翼盒结构设计做一些探索性的工作。     

CJ828复合材料垂直安定面结构设计与分析

根据飞机设计手册,并参考相关机型,首先对CJ828垂直安定面的结构进行选型、选材,对垂直安定面采用全复合材料结构设计.然后,根据蒙皮、翼梁、长桁和翼肋的受力特点,初步确定了蒙皮、翼梁、长桁和翼肋的尺寸与铺层顺序.最后,基于PATRAN/NASTRAN有限元分析软件对垂直安定面在单发失效状态下的强度进行校核.分析发现:后梁受载比前梁严重,因此,后梁设计应比前梁强;翼根受载比翼梢严重,因此,根部翼肋应布置得较密.基于上述分析结果,对前梁和普通翼肋的尺寸和铺层顺序进行优化,并对优化后的模型进行强度校核.分析结果显示:拉伸应变、压缩应变和剪切应变都小于设计许用应变值(4 000με),因此,整个垂直安定面的强度满足要求,同时也达到了减轻结构重量的目的.     

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。     

全复合材料主承力梁结构研制与分析验证

根据结构特点和受力特性,研制了一种全复合材料主承力梁结构。给出了主梁的铺层设计,详述了其成形工艺。基于MSC.Patran/Nastran建立了主梁有限元分析模型,采用线性求解器对多级载荷作用下的主梁进行了静强度分析,给出了结构应变与位移结果。同时设计了强度试验方案,对主梁结构进行了静强度试验验证,采集了应变与位移信息,确定了结构的响应。结果表明,全复合材料主承力梁结构满足强度设计要求,为复合材料应用于主承力结构提供了依据。     

读来读往

<正>在航空领域,复合材料的应用已从最初的次承力结构大幅扩展到机翼、机身等主承力结构,其用量和减重效果已成为衡量飞机先进性的重要标志。本刊携手JEC为读者奉上本年度新一期的复材专刊。本期中,专稿针对真空热循环对T700/3234复合材料疲劳性能的影响进行了详尽论述;封面文章介绍了大型复合材料构件固化变形分析方法研究进展;论坛以"复     

CJ828水平尾翼中央翼结构设计与分析

对相关机型水平尾翼的中央翼布局方案进行了研究,建立了CJ828水平尾翼中央翼结构的CATIA模型,提出了W型前后梁中部连接的腹板结构,减少了腹板端部与前梁后梁的连接部位;采用了复合材料整体成形的加工工艺;并对CJ828水平尾翼中央翼后梁与后机身框铰接枢轴部分作了详细设计,提出了外轴与内轴并用的枢轴方案,提高了在民用飞机领域至关重要的安全可靠性;最后对CJ828水平尾翼中央翼结构简化模型进行了强度分析,得出水平尾翼中央翼与水平尾翼外翼连接处的应力较为集中,应当设计较强的连接接头.     

CJ828大型客机“鲨鱼鳍”式翼梢小翼的气动设计

诱导阻力是飞机阻力的重要组成部分,在机翼翼尖加装翼梢小翼是减小飞机诱导阻力的一种重要手段.针对CJ828干线客机机翼进行翼梢小翼的气动设计及研究,确定翼梢小翼的六个主要参数:展长、后掠角、尖削比、倾斜角、安装角和翼型;综合blended winglet与raked tip形式的小翼特点,从raked tip衍生出一种bladedwingtip式翼梢小翼.通过CFD技术,对设计的小翼进行气动性能计算,计算结果表明,该翼梢小翼能够有效提高CJ828机翼巡航时气动性能,减小巡航飞行时阻力,在巡航状态下升力系数提高1.50％,阻力系数降低6.80％,升阻比提高8.92％.并且,添加小翼可以延长机翼上表面的等压线长度,耗散机翼翼梢涡,降低尾涡强度,减小飞机翼尖效应的影响区域.     

考虑气动弹性约束的机翼结构布局优化设计

提出了一种气动弹性约束下的复合材料机翼结构布局优化设计方法.机翼内部翼梁的数目与机翼各部件的尺寸被统一来考虑,拓扑变量和尺寸变量由一个双层循环机制的优化程序来统一处理.第一层,使用蚁群算法来处理拓扑设计变量;第二层,使用NASTRAN的Sol200优化程序来处理尺寸变量,同时考虑强度、刚度、颤振约束,并将第二层的优化结果反馈给第一层以催生出更优的结构布局方案.最后,使用基本的颤振优化(没有调整结构布局)与本文方法对某前掠机翼进行了布局优化设计,并将结果进行了对比.结果表明,综合考虑各种设计约束下,结构布局形式对结构质量有重要影响,应予高度重视,同时证明了本文方法的正确性与可行性.     

层压复合材料连接接头设计及其在大飞机中的应用研究

 复合材料主承力接头的设计制造技术对拓宽复合材料在飞机结构上的应用范围,进一步减轻结构重量、提高疲劳性能和降低制造成本具有重要工程使用价值和发展应用前景。开展了平面环绕型层压板式复合材料承力接头的设计、分析与试验研究工作。提出了工程设计方案,通过理论推导,建立了环形接头危险部位的强度解析表达式并预测了具体接头设计的承载能力,同时完成了平面环绕型层压板复合材料接头的静力试验,试验结果与理论预测吻合良好。     

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。