飞机结构全机有限元计算检查方法初探

为有限元模型组装、原始载荷处理、节点载荷生成、典型工况计算四个全机有限元计算步骤建立了数据校对和检查方法。对计算模型和载荷数据严格的检查流程不仅可以降低分析中人为疏失的概率,而且可以提高效率,进而提升飞机结构强度设计能力。     

某型民用运输机主起落架连接区结构静力试验

飞机静力试验是飞机试验的重要内容之一,是验证飞机结构强度和静力分析正确性的重要手段。为验证某型民用运输机主起落架连接区结构满足静强度要求,以及有限元计算分析的正确性,在静力试验飞机上进行了主起落架连接区结构静力试验。通过全机有限元模型和细节有限元模型分析计算,进行加载、应力\应变、位移试验数据与有限元计算值的分析对比,计算值与试验数据符合较好。     

民机全机有限元计算方法研究

全机有限元内力计算是飞机机体结构强度评定的输入条件,从全机有限元内力计算用载荷、方案、结果检查三方面对全机解方法进行了研究。遵循该思路,分析所得到的内力解可以有效的用于后续工作,供结构强度等专业设计分析使用。     

借助静力试验实测值修正和确认全机有限元模型

与全机有限元模型的建立相比，确认这个模型的可靠性，在某种意义上说更困难也更重要。本文简要介绍了某型飞机全机有限元模型的修正与确认工作的经验。确认后的有限元模型数据冻结起来，将作为该型号飞机有限元分析基础的数据库文件。通过静力试验实测值和已建立的有限元模型给出的计算值的比较，再运用以力学知识为基础的经验判断误差位置和误差性质，就能进一步修改完善有限元模型，使之能给出与静力试验实测值相一致的结果。这个模型被确认为是可靠的有限元模型，不是单纯的理论模型，而是经过检验的合格模型，它是可以用来解决实际问题的有实际价值的模型。它用于型号改型、改进设计的各个方面，会令设计者和用户放心，而且无后顾之忧。     

直升机机身振动响应有限元分析

某型直升机的响应计算通过建立该机全机有限元模型，采用标准软件MSC．nastran提供的求解序列SOL111，即频率响应的模态求解法完成全机传递函数计算。然后根据该型机旋翼桨毂载荷，计算了频率等于旋翼一阶通过频率的旋翼桨毂载荷作用下的机身的加速度振动响应，计算结果为该型机全机振动水平预估提供原始数据。     

全机有限元模型修正及验证方法研究

有限元分析现已成为飞行器设计的重要工具,若要提高有限元仿真的准确性,需要对有限元模型进行必要的修正。以某型直升机全机静力试验有限元模型为研究对象,基于静力试验实测的应变值,进行变量参敏度分析和模型优化,针对全机试验测点多、模型自由度大的特点,提出适用于验证全机模型的相关性算法;基于该算法,应用某一工况下的试验结果,对全机有限元模型的部分参数进行修正,得到与试验结果符合较好的模型参数结果;应用其他工况的结果对修正后的模型进行验证,结果表明:其他工况下修正后模型的计算结果与试验值也很接近,证明了该相关性算法和全机模型修正及验证方法的可行性和有效性。     

基于Patran的全机柔性模型研究及模态分析

以某型无人机研制为背景,采用MSC.Patran建立了全机柔性有限元模型Ⅰ。在模型Ⅰ的基础上,简化次要受力部件,建立了全机柔性有限元模型Ⅱ。运用模态分析方法,利用MSC.Nastran对两个全机柔性模型进行仿真模态分析,得到全机各阶固有频率和振型。通过比较两个模型的模态分析结果,得到了关于全机材料及结构方面的有益结论。提出的全机有限元简化模型及模态分析方法,为无人机全机结构动态特性试验和设计提供了参考。     

航空特征结构参数化建模技术

本文综述我国自行开发研制的计算机辅助飞机设计制造集成系统ＣＩＥＭ的有限元特征结构参数化建模技术。现有通用的ＣＡＤ系统对于建立组合结构的有限元模型，特别是全机建模，往往显得十分困难，在我国尚无比较成功应用的例子本文提出的以航空特征结构参数设计为基础的新方法，直接依据飞机的ＣＡＤ外形，采用区域求值技术，按飞机结构的特征自动产生有限元模型，其建过程大为缩短湛于这种方法开发的有限元模型处理软件ＦＥＭＰ，     

考虑着舰基础横摇状态下飞机着舰动力学仿真

本文通过MSC.Patran软件建立飞机全机模型及起落架模型,通过MSC.Dytran软件仿真舰对甲板横摇着舰速度不同的两种工况进行仿真计算,并对比结果,对飞机着舰相关参数设计提供参考。     

两种全机建模方式动力特性一致性分析

在全机动力分析中，对机身建模有两种不同的观点，一种是将机身建成梁式结构，另一种是将机身建成由长桁、隔框和蒙皮组成的简式模型。分析了两种建模方式的优缺点，并依据飞机总体设计的概念，按相似理论对吹风模型动力特性设计的方法，仿真构造了在研飞机，并按两种方法建成有限元模型，分别进行了全机振动特性分析和颤振分析，论证了两种建模方法的一致性。     

对称与非对称斜削耳片危险部位及应力强度因子的有限元分析

 采用多种有限元素进行有机组合建立有限元计算模型,模拟飞机结构中典型耳片接头的构型特征及载荷特征,进行考虑销钉与耳片之间配合间隙影响的非线性接触分析。分别通过无裂纹及含裂纹结构的计算研究,得到对称与非对称斜削耳片在不同方位载荷作用下的危险部位及相应含裂结构的裂纹尖端应力强度因子,给出覆盖面广的计算曲线,并分析研究其抗断裂特性。通过与现有文献比较表明,其数值结果精确,方法可靠。     

飞机液压管路支撑的有限元建模方式对应力分析的影响

在飞机典型液压导管不同构型和负载模式下,做了应力试验测量,得到应力试验的数据,并在有限元环境MSC.PATRAN中,针对导管的不同构型建立有限元分析模型,对每种构型下支架与卡箍采用八种不同的简化方式,得到仿真结果。然后将不同简化方式的仿真结果与试验结果作对比分析,考虑不同因素(如支架刚度、卡箍橡胶刚度、导管与橡胶间的摩擦与滑动等)对分析结果的影响,找到了在工程上简单易行,精度上可以接受的支撑简化方法。     

外部超单元在民用飞机整机静力分析中的应用研究

基于MSC.NASTRAN软件,推导得出超单元用于静力分析的理论基础,提出外部超单元在民用飞机中的应用流程,将吊挂结构做为外部超单元,静力计算中,通过与传统计算结果对比表明,外部超单元与传统计算结果吻合程度较好,且节省了约97%的计算时间和93%的存储空间。     

锪窝孔边扇形角裂纹应力强度因子的三维有限元分析

 根据航空等领域内锪窝铆接及锪窝锣接构件的典型结构特征,采用三维的十节点四面体等参有限单元模型,分别对无裂纹及孔边含裂纹锪窝孔 /直通孔结构进行了模拟分析;得到了锪窝孔构件的危险部位及90°,120°锪窝孔边扇形角裂纹的应力强度因子,给出了覆盖面广的计算曲线;通过对计算结果的分析,讨论了裂纹长度、孔径以及板厚等因素对应力强度因子的影响。和已有的文献比较表明,本文数值结果精确,方法可靠。     

基于TLBM-FVM耦合的飞行器舱内热环境跨尺度预测方法

舱内热环境的有效预测是优化飞行器热控与防热设计、减小系统冗余并保障飞行器热安全的重要基础。在国家数值风洞（NNW）工程支持下,针对目前舱内热环境多尺度、多机制复合传热特点及其数值预测面临的精度与效率提升难题,发展了多区域协同推进的时空耦合模型及流/固界面的自适应分辨率识别算法,建立了基于热格子Boltzmann方法（TLBM）与有限体积法（FVM）相互耦合的舱内复合传热跨尺度预测方法,开展了典型飞行器仪器舱的综合热分析,验证了耦合方法的计算精度及效率。研究表明,相关方法可实现舱内热环境的局部精细化与整体大规模的协同模拟,用于开展整体自然对流与设备局部热量传递的多尺度数值模拟,掌握不同环境参数对舱内热质传递过程的影响规律,从而为飞行器热防护/热管理一体化设计提供重要技术支撑。     

大展弦比联接翼气动/结构一体化设计

联接翼是一种将前翼和后翼连接在一起的飞行器创新布局形式。本文针对联接翼气动与结构一体化的布局概念,基于结构有限元参数化建模、结构优化、试验设计和响应面模型,采用系统级优化算法对其进行了初步的气动/结构一体化设计,所获计算结果对联接翼飞机总体参数的确定具有参考价值。     

民用飞机外翼中央翼对接肋腹板选型研究

典型民用飞机外翼中央翼是通过对接肋完成对接的,对接肋的腹板在其中起到重要的传递载荷和支持结构的作用。随着制造技术的发展,先进的民用飞机上出现了整体加筋式的腹板,这有别于传统的组合式加筋的腹板结构。利用商业有限元软件Hyperworks研究在压剪复合载荷并均匀油压载荷下,这两种加强筋类型腹板在变形、局部失稳、整体失稳和破坏下的承载能力,得出了较好的加强筋形式。最后分析针对两种类型腹板的压剪复合加载试验,验证了软件的仿真分析,为关键连接区的零件设计提供方法支持。     

径向基神经网络在优化导引律中的应用

应用神经网络的非线性的特点,在纯比例导引律的导引下,分析战机的运动轨迹,通过采样取得的一系列载机的控制输入数据,根据追踪导引控制的内在要求(目标视线角速度的绝对值减小并趋于零),设计载机导引控制器的相应的离散输出值,离线训练一个径向基神经网络模块,嵌入到载机控制回路中,作为战机导引的控制输入,实现载机在纯比例导引下的性能优化;仿真结果表明,在节能及省时方面,能达优化纯比例导引律的目的。