基于CATIA的大曲面复合材料结构设计

在飞机复合材料零件设计中,基于CAD系统的设计复合材料,存在制造变形问题与复杂曲面的铺层展开形状难以确定的问题,通过基于CATIA的大曲面复合材料结构设计,铺层设计的同时就考虑铺层在复杂曲面上的展开形状,从而避免了复合材料存在潜在的制造变形和材料浪费问题。     

基于CATIA复合材料铺层设计

复合材料预浸料铺层成型易产生皱褶或凸起,而铺层设计是关键。以飞机双曲面罩类零件为例。运用CATIA复合材料设计方法,先通过对零件进行产品性能分析,确定曲面的不可展性;再对单层曲面进行网格离散化处理,计算出网格曲面模型上各点的高斯曲率,根据曲率最大值所在点确定剪口路径,最终将曲面进行展开;通过模拟铺层成型试验,对展开样板的准确性进行验证,有效地避免了皱褶或凸起的出现。     

大尺寸复合材料翼梁数字化设计/制造技术

翼梁尺寸大、受力复杂,是飞机的主承力结构。采用复合材料制造翼梁可达到减重、提高起重载荷并延长使用寿命的目的。为了有效承载、传载及工艺装配的需求,要求复合材料翼梁结构铺层位置、铺贴角度精准,外形公差控制严格。大尺寸的复合材料翼梁铺层复杂、截面变化多,传统的手工方法制造大尺寸复合材料零件经常会出现零件内部质量问题及质量稳定性差等状况,这就需要更高的制造工艺水平来满足工程需要。从设计到制造应用数字化技术,材料自动铺贴、裁剪、成型,可以高质量地成型复合材料翼梁,满足设计各项指标要求。     

复合材料设计软件减少了欧洲战斗机零件的加工时间

复合材料设计软件正在帮助英国航宇公司的工程师们大大减少欧洲战斗机 2 0 0 0中的复合材料的加工时间。美国马萨诸塞州复合材料设计技术公司 (ＣＤＴ)的制造工程师们在计算机上确定复合材料铺层 ,取消了过去在复杂表面上进行复合材料铺层的试车 ,消灭了误差。新技术保证制造能反映设计意图。通过取消不必要的补片可减轻重量 ,英国航宇公司也希望通过采用这个软件节省生产时间。复合材料设计软件减少了欧洲战斗机零件的加工时间@盛蔼伦     

大开孔结构变角度纤维铺层优化设计研究

变角度纤维铺层能有效地增强结构刚度、减小应力集中，在很多领域得到广泛应用。本文对比了分区域设计直纤维铺层和变角度纤维铺层零件结构的优缺点，基于Patran的PCL语言开发出了纤维轨迹主应力法优化程序，以某飞机襟副翼复合材料层压板树脂传递模塑成形（RTM）支臂为例进行了纤维轨迹优化设计，分析了不同变角度纤维铺层数目和迭代次数对设计结果的影响，并和传统的分区域设计直纤维铺层模型进行了对比，得出了变角度纤维铺层能明显改善模型应变和位移的结论，且通过承载能力试验分析对比了分区域设计直纤维铺层和最外两层更换为变角度纤维铺层的RTM支臂的试验结果，得出了变角度纤维铺层能提高结构孔边强度和整体刚度的结论，验证了变角度纤维铺层的可行性及其优点。大开孔结构变角度纤维铺层优化设计对大开孔复合材料结构设计具有重要意义。     

复合材料风扇叶片铺层设计方法研究

为了设计航空发动机复合材料风扇叶片,根据相关准则,系统建立了复合材料风扇叶片的铺层结构设计流程,针对某自行设计的风扇叶片,完成了叶片的几何模型检测、体积填充铺层设计、铺层纤维方向的确定、铺层的分组与顺序调整,以及铺层的结构检查与可制造性检查。对铺层顺序调整前后沿叶高及弦长方向的铺层过渡进行了对比分析,完成了铺层的可制造性检查与改进。结果表明:铺层结构满足现有复合材料铺层设计准则要求,铺层的递减过渡合理,可制造性良好。     

直升机复合材料桨叶铺层三维几何建模方法

针对直升机复合材料桨叶铺层几何建模过程中存在的效率低、工作繁琐重复等问题,提出了一种桨叶铺层三维几何建模方法。首先系统归纳了典型的桨叶铺层类型,提出了一种面向复合材料铺层几何建模的铺层信息参数化表达方案,并通过一个智能向导引导设计人员对各铺层进行定义和描述,在此基础上由软件算法自动生成桨叶铺层设计表格;根据桨叶理论外形和桨叶铺层设计表格,通过铺层区域裁剪复制和分片逐次等距方法构造桨叶当前铺层几何模型,并实现整个桨叶铺层几何模型的自动生成。通过实例验证表明,该方法能够快速、高效地实现复合材料桨叶铺层的三维几何建模。     

自动铺带技术与大飞机复合材料结构

铺带工艺在提高复合材料在商用飞机及军用飞机上的使用方面起到了重要的作用。随着越来越多的零件从铝转换成复合材料,铺带将持续成为一个高可生产性和划算的解决方案。未来应用的例子会包括商用飞机复合材料机翼、民用结构零件以及汽车和其他运输工业的结构零件。相信通过大飞机项目的研发、设计制造,我们可以掌握复合材料自动铺带技术,为大幅度应用复合材料飞机结构积累经验。     

基于屈曲稳定性的复合材料铺层库优化设计

为了得到能便于复合材料结构优化设计同时满足制造约束的复合材料层压板铺层库，本文提出一种基于屈曲稳定性的复合材料层压板铺层库设计方法。首先，独立设计铺层角度数量表，便于多种铺层比例的快速移植和交叉融合；其次，以四进制方式对铺层顺序编码，遍寻满足约束要求的铺层顺序，确定核心铺层组范围，设计稳定性综合评价指标，优化核心铺层组铺层顺序，基于核心层组边界向上和向下逐层扩展，合并得到整个设计空间的复合材料层压板铺层库；最后，分析层压板折算刚度系数推导结果，给出铺层库均匀性调整方法。与手动调试铺层库相比，通过本文方法设计的铺层库临界失稳应力普遍提高10%以上，均匀性调整后的临界失稳应力依然提高5%以上。     

复材制件数字化制造及先进设备的应用

随着复材零件结构的日益复杂,传统复合材料生产模式很难满足其精准化要求,复合材料数字化软件的开发使零件的制造过程更加便捷,同时能够满足对零件尺寸精准的验收技术要求。分别以某型号壁板蜂窝夹层件两类典型的零件作为研究实例,利用数字化软件对制造过程进行优化,开展数字化制造可行性研究,辅以数控下料机、激光铺层定位仪、自动铺带机等先进的数字化设备,更好地保障飞机构件外形的精度。复合材料制件实行数字化制造后,不但降低了生产成本保证了零件产品的质量,而且有效推进了复合材料零件制造技术的发展。     

复合材料登机舱门结构的设计研究

登机舱门作为飞机的重要运动部件,目前主要采用金属材料,具有很大的减重潜力。为了研究复合材料用于登机舱门结构设计的可行性及其关键问题,按照适航规章及复合材料结构设计要求,在国内首次开展复合材料登机舱门结构的设计与分析:首先采用有限元模型对三种舱门结构方案在设计载荷下的应变情况进行分析,优选设计构型方案;在此基础上,采用整体-局部单钉模型方法对优选的构型方案进行强度分析。结果表明:复合材料用于登机舱门结构设计是可行的。研究结果可为复合材料登机舱门结构的工程化设计提供一定参考。     

大型复合材料桨叶根部段抗疲劳设计研究

作为直升机的关键动部件,桨叶的抗疲劳设计技术是提高桨叶安全寿命,降低桨叶使用成本的关键。对于复合材料桨叶,特别是大型复合材料桨叶的桨根段疲劳特性的影响因素较多,关系也复杂。以本文从材料选择、总体构型、结构细节设计等方面介绍了大型复合材料桨叶根部段抗疲劳设计的思路、方法与措施,并简要描述了其试验结果。     

复合材料构件成型模具的参数化设计

文摘实现复合材料构件成型工装的快速设计对缩短生产准备时间、提高构件质量具有重要意义。本文分析了复合材料构件成型模具的结构和建模特点及要求,提取了结构各部分的设计参数;基于CATIA和CAA平台开发了复合材料构件成型模具设计系统,并应用于飞机复合材料构件的成型模具设计中,验证了本文方法的可行性。     

复杂系统体系结构设计方法研究

体系结构研究是认识复杂系统、控制系统复杂度的首要问题。复杂系统通常由多个具有交联关系的功能模块组成,各个模块之间通过相互作用组织起来,使系统具备特定的整体属性。随着系统复杂程度的增加,整个系统的组成结构、联结关系以及各个组成部分的规格说明显得越来越重要。与具体部件功能的实现技术相比,系统总体结构设计和组件规格描述相对重...     

A fully automated framework for helicopter rotor blades design and analysis including aerodynamics,structure, and manufacturing

This study describes an integrated framework in which basic aerospace engineering aspects (performance, aerodynamics, and structure) and practical aspects (configuration visualiza-tion and manufacturing) are coupled and considered in one fully automated design optimization of rotor blades. A number of codes are developed to robustly perform estimation of helicopter config-uration from sizing, performance analysis, trim analysis, to rotor blades configuration representa-tion. These codes are then integrated with a two-dimensional airfoil analysis tool to fully design rotor blades configuration including rotor planform and airfoil shape for optimal aerodynamics in both hover and forward flights. A modular structure design methodology is developed for real-istic composite rotor blades with a sophisticated cross-sectional geometry. A D-spar cross-sectional structure is chosen as a baseline. The framework is able to analyze all realistic inner configurations including thicknesses of D-spar, skin, web, number and ply angles of layers of each composite part, and materials. A number of codes and commercial software (ANSYS, Gridgen, VABS, PreVABS, etc.) are implemented to automate the structural analysis from aerodynamic data processing to sec-tional properties and stress analysis. An integrated model for manufacturing cost estimation of composite rotor blades developed at the Aerodynamic Analysis and Design Laboratory (AADL), Aerospace Information Engineering Department, Konkuk University is integrated into the framework to provide a rapid and dynamic feedback to configuration design. The integration of three modules has constructed a framework where the size of a helicopter, aerodynamic performance analysis, structure analysis, and manufacturing cost estimation could be quickly investigated. All aspects of a rotor blade including planform, airfoil shape, and inner structure are considered in a multidisciplinary design optimization without an exception of critical configuration.     

A single-level composite structure optimization method based on a blending tapered model

In order to decrease the number of design variables and improve the efficiency of com- posite structure optimal design, a single-level composite structure optimization method based on a tapered model is presented. Compared with the conventional multi-level composite structure opti- mization method, this single-level method has many advantages. First, by using a distance variable and a ply group variable, the number of design variables is decreased evidently and independent with the density of sub-regions, which makes the single-level method very suitable for large-scale composite structures. Second, it is very convenient to optimize laminate thickness and stacking sequence in the same level, which probably improves the quality of optimal result. Third, ply con-tinuity can be guaranteed between sub-regions in the single-level method, which could reduce stress concentration and manufacturing difficulty. An example of a composite wing is used to demonstrate the advantages and competence of the single-level method proposed.     

轻质复合材料发射箱盖结构设计与参数优化

 针对国内现阶段复合材料发射箱盖研制领域中所存在的一些缺陷,通过设计一种方形轻质复合材料发射箱盖结构提出解决方案。首先提出了结构中薄弱区与抛出部分的初步设计方案;然后对导弹发射时燃气流冲击箱盖过程进行了瞬态数值模拟,并根据数值模拟结果对箱盖结构参数进行了优化;最后针对优化结构冲破过程进行了数值模拟,结果表明,按优化后方案设计的箱盖结构既能实现结构的轻质化,又能在开盖过程中保证较好的冲破性能。     

典型复合材料机翼铺层设计分析

利用DASCM程序完成带整体油箱复合材料机翼铺层设计的优选方法、原理和算例。采用了灵敏度分析和导数均匀化两种方法进行复合材料铺层优选设计。优选设计后的复合材料机翼重量仅比金属机翼增重0.84kg,而颤振速度却提高22.6％,满足了设计要求,而且大大加快了设计速度。     

工程化复合材料结构优化设计方法

复合材料结构的可设计性带来大量设计变量,单靠传统方法难以实现结构优化,复合材料结构优化的铺层优化设计也是关键问题之一。从工程实际出发,探讨具有工程操作性的复合材料结构优化设计方法,形成 从结构布置优化到初始尺寸优化,再到详细铺层优化的三级优化设计方法,并在设计过程中加入符合复合材料 工艺要求的制造性约束;以某飞机复合材料垂尾翼盒结构设计为例,采用该方法对其进行优化设计。结果表明:本文提出的三级优化设计方法是适用于航空复合材料结构优化设计的一种通用方法,可降低结构质量、缩短研制周期。     

复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性/损伤容限一体化设计研究

在先进的复合材料飞机结构上大量采用复合材料加筋板这种结构形式。因此,本文着重研究了复合材料变厚度加筋板后屈曲、冲击损伤与冲击损伤对承载能力的影响,以及复合材料变厚度加筋板冲击损伤、后屈曲、耐久性/损伤容限设计一体化综合试验方法。最后,作者根据多年从事飞机型号结构设计经验,并结合本文的研究结果,总结出15项复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性/损伤容限一体化设计技术,以期对我国预研新机的复合材料飞机结构设计,对已研飞机的复合材料飞机结构改进、评定有所启示。