铝锂合金机身壁板拉伸承载能力对比分析

本文通过有限元计算及试验两种方法对比分析了铝锂合金蒙皮和挤压铝锂合金长桁组成的机身壁板与铝锂合金蒙皮和钣弯7000系列高强度铝合金长桁所组成的机身壁板的抗拉能力。通过分析对比得到了两种机身壁板的抗拉承载能力,并比较出了两种壁板的抗拉承载能力强弱。分析结果表明,铝锂合金蒙皮和挤压铝锂合金长桁组成的机身壁板抗拉承载能力高于等截面的铝锂合金蒙皮和钣弯7000系列高强度铝合金长桁所组成的壁板。     

先进铝锂合金机身壁板结构承载能力研究

铝合金是目前飞机蒙皮,长桁和框的首选材料。但第三代铝锂合金在密度、断裂、疲劳、耐腐蚀方面明显优于常规铝合金。因此,铝锂合金正逐步在机身结构中得到应用。本文通过有限元模拟和试验相结合的手段对铝锂合金机身壁板结构的压缩、拉伸和剪切承载能力和变形形式进行了分析。研究结果表明,铝锂合金机身壁板结构和常规铝合金壁板结构的失效模式是一致的。     

国产客机机身壁板搅拌摩擦焊工艺研究

搅拌摩擦焊(Friction Stir Welding,FSW)技术以其可靠、绿色、高效的特点,在飞机铝合金壁板结构件连接中具有独特的优势和广阔的应用前景,为国产大型客机的安全使用、高效生产、环境保护提供了崭新的技术选择.铝锂合金具有密度低、比强度高、耐腐等优点,应用于机身壁板制造时,结构件可减重约10％.目前,第三代铝锂合金(如AlLiS4等)很有可能取代现用的2XXX系和7XXX系列铝合金成为国产客机使用材料.客机机身壁板结构通常是"Z"或"L"形长桁与蒙皮铆钉连接结构形式,但是铆钉连接工序复杂,生产效率很低,受操作工人经验影响较大.     

双光束激光焊接技术在民用飞机上的应用现状及发展

20世纪90年代起,经过近10年的研究,空客公司成功将双光束激光焊接技术应用于铝合金机身壁板结构,替代了传统的铆接结构,使飞机机身的结构概念从组装结构过渡到整体结构。该技术针对机身壁板的蒙皮-长桁结构,利用两台完全相同的CO2激光器在长桁两侧进行双侧同步焊接,该技术避免了传统的单面焊双面成形工艺对蒙皮完整性的破坏,具有极大的优越性。     

气囊硬度对固化后帽型长桁厚度的影响

为满足宽体客机机身轻质高强的要求，机身复合材料蒙皮需要长桁的支撑以提高复合材料壁板的刚度。为获得厚度均匀性良好的帽型长桁加筋壁板，对帽型长桁加筋壁板成型工艺中真空袋囊芯模的方法进行了改进，提出了一种硅橡胶囊芯模与真空袋囊芯模相结合的方法，获得了厚度均匀性良好的帽型长桁壁板，满足机身复合材料帽型长桁-蒙皮共固化成型时尺寸精度的要求。利用有限元仿真方法，研究了硅橡胶囊芯模截面尺寸、硅橡胶材料属性对长桁厚度均匀性的影响，结果发现所用硅橡胶囊芯模硬度越大，长桁尺寸均匀性越差。不同条件下所得长桁厚度对理论分析的准确性进行了验证。考虑硅橡胶硬度对长桁尺寸均匀性及工艺操作性的影响，最终选定所用硅橡胶气囊硬度为50HA，所得蒙皮-长桁实际测量的平均厚度与理论厚度偏差小于6%，细观分析发现蒙皮-长桁连接处纤维走向没有发生变形。     

从A350XWB看大型客机的选材方向

空客公司认为,A350XWB的选材少了一些教条主义,目的是充分发挥各种材料的优势.在结构材料中,复合材料的结构重量高达53%、包括铝锂合金在内的铝合金占19%、钛合金占14%、钢占6%,其他8%.复合材料主要用于机翼蒙皮、桁条及翼肋,在机身上主要用作蒙皮、机身骨架、隔框及大梁,平尾及垂尾也由复合材料制成.A350XWB的地板梁.翼肋及起落架舱门用铝及铝锂合金制造,钛则主要用作发动机吊挂、连接件以及起落架材料.     

整体壁板损伤容限特性与修理技术研究

用有限元和断裂力学方法分析大型飞机机身整体壁板的破损安全特性。以一个十四桁条的铝合金整体加筋板为例,计算了裂纹从中部蒙皮向两侧均匀扩展并跨过筋条的应力强度因子,并和相同构型的铆接壁板进行了结构对比。应用ANSYS对整体壁板及损伤后双面修补壁板进行有限元分析。研究不同厚度补片对损伤壁板、修补长桁、内外补片受力的影响。选取典型位置研究局部刚度加大对整体壁板传力特性的影响。     

复合材料加筋壁板长桁蒙皮剥离失效分析

为了研究复合材料加筋壁板在纯弯载荷作用下蒙皮与长桁间的脱胶过程,基于ABAQUS有限元软件中的连续壳单元和Cohesive单元建立了有限元模型。在该模型中,采用Hashin准则预测面内损伤,而对于蒙皮与长桁缘条之间脱胶损伤的起始与扩展,则采用Cohesive单元进行模拟。采用该模型对复合材料加筋壁板蒙皮与长桁在纯弯载荷作用下的破坏过程进行仿真,仿真结果与试验结果相比较表明,本文建立的有限元分析模型能较好地模拟加筋壁板在纯弯载荷作用下蒙皮与长桁间的脱胶过程,并且能较好地预测该结构的剥离强度。     

爆炸冲击载荷下机身壁板的动态响应

为了满足“最小风险炸弹位置(LRBL)”的设计要求,有必要针对爆炸冲击载荷下机身壁板的动态响应开展研究。参考典型客机机身结构建立了铝合金机身壁板有限元模型,分析了增压、爆炸冲击位置与药量对机身壁板变形模式与失效行为的影响。研究结果表明,当机身壁板蒙皮未发生失效时,增压对整体变形模式的影响较小。当机身壁板蒙皮发生失效时,增压对整体失效行为的影响剧烈;爆炸冲击不同位置时,冲击长桁及隔框位置造成的开口损伤较小,但是结构产生了更长的裂纹损伤;随着药量的增加,冲击波更快传递到结构,冲击位置获得了更大的变形速度。     

民用飞机壁板蒙皮及长桁布置结构优化设计

机身壁板是飞机结构设计的重要承载组件,轻量化、高效率、共通性设计及优化是民机设计关注的重点。首先提出一种耦合ABAQUS的Buckle分析及ISIGHT优化的设计方法,利用自编子程序获取ABAQUS屈曲特征值,将特征值输入ISIGHT中计算临界屈曲载荷,同步更新变量参数及ABAQUS文件并提交计算,迭代分析直至优化流程结束。采用上述方法考虑轴向压缩载荷情况,以壁板整体重量最小为优化目标,疲劳应力值为约束条件,对单曲度金属机身壁板的蒙皮厚度,长桁数量及长桁截面厚度等几何参数进行优化。在满足壁板结构承载能力及总重量最小条件下,综合考虑结构载重比,临界应力及壁板加筋比,对比分析出一组最优参数,并与工程算法结果对比吻合程度较好,两者相对误差为3.73%。该优化思路实现FEA平台与优化工作一体化,可用于复合材料壁板设计及结构件减重优化工作,一定程度上可缩短零组件设计周期。     

整体加筋壁板的破损安全特性与断裂控制分析

用有限元和断裂力学方法分析大型整体机翼下壁板的破损安全特性。对一个九桁条铝合金整体加筋板,裂纹从断裂筋条下向两侧均匀扩展的开裂形式,进行了应力强度因子和剩余强度计算,并和另一个具有相同构形的铆接加筋板的结果进行对比。当裂纹长度在两倍桁条间距以内时两种加筋板的剩余强度水平相当。但是当整体壁板中的裂纹穿过外侧相邻桁条时,整体桁条的止裂能力逐渐减弱。研究对整体壁板蒙皮胶接止裂条的断裂控制措施及有限元建模分析方法,描述止裂条胶层局部脱粘的处理方法和迭代过程。止裂条材料分别选用了钛合金和单向层压复合材料。计算结果说明胶接止裂措施能显著提高整体加筋板的破损安全性能。     

大型机翼整体壁板系统化喷丸成形技术

大型机翼整体壁板是现代大型飞机重要的大型承力整体结构件并且通常直接构成飞机的气动外形。喷丸成形是现代大型轻质高强铝合金整体壁板件成形制造的首选技术方法，但如何实现大型机翼整体壁板的精确喷丸成形一直是现代航空制造技术领域的一个难点问题。针对这一工程问题，本文采用系统化的方法，将影响大型机翼整体壁板喷丸成形精度的因素分解为壁板平面板坯误差、成形参数设计准确度、成形参数控制精度、环境因素。针对这些因素，采用基于变形位能最小的板坯优化设计来减小由板坯导致的成形误差；采用数据拟合、人工神经网络以及解析模型计算相结合的喷丸成形参数综合设计方法来提高喷丸参数设计的精度和效率；建立了板坯修正模型以修正环境温度、喷丸设备参数波动等因素对成形件形状和尺寸的影响；对于从喷丸设备上下线后仍存在的外形贴模误差，则采用手提喷丸机进行局部的渐进式校形喷丸至外形贴模。壁板喷丸成形的工程实践表明，本文所提出的系统化方法能够有效提高大型机翼整体壁板喷丸成形的精度和效率，并可满足工业生产的需求。     

复合材料加筋筒段压载荷承载能力优化

复合材料加筋筒段是航空航天领域广泛采用的结构构形,其结构形式决定了重量及承压能力。为了研究加筋筒壁的承载能力,分析筋条间距、筒段长度和四种典型工程筋条截面的影响;以结构轻重量为目标函数,结构临界屈曲载荷、筋条局部屈曲载荷为约束,采用梁轴惯性矩平移模型,对复合材料筒壁0°、±45°、90°各铺层总厚度和筋条截面尺寸进行优化。结果表明结构轻重量设计中τ型桁条最有利,并得到其设计曲线,为工程设计应用提供参考。     

航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲力学性能

航空复合材料加筋板由于具有良好的力学性能,广泛地应用于航空结构中。本工作研究了航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲力学性能,首先应用工程方法对复合材料加筋板进行压缩稳定性计算,得到加筋板的屈曲载荷和破坏载荷的预估值;其次,开展复合材料加筋板压缩稳定性实验,得到实验件的屈曲及破坏形式、实验件的载荷-应变及载荷-位移关系和实验件的屈曲载荷和破坏载荷。结果表明:采用工程方法得到的计算结果与实验结果较为吻合,屈曲载荷和破坏载荷的误差分别为6.12%和9.31%,合理应用工程方法可以为实验提供较好的指导;加筋板的破坏形式为壁板的分层、鼓包和撕裂、筋条的断裂以及筋条-壁板的脱粘;屈曲比为1.65的复合材料加筋板具有较强的后屈曲承载能力;工程中可充分应用加筋板的后屈曲承载能力提高结构的利用效率。     

金属加筋壁板蒙皮有效宽度分析方法

民用飞机机身、机翼的壁板、气密框以及翼梁结构为典型的壁板加筋结构,在承受压缩载荷时需考虑成由蒙皮与筋条组成的复合剖面共同承载,其通常为中长柱,工程分析时常取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度。取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度存在着一定的保守性,介绍了Von Karman迭代分析方法、有限元分析方法及常用的工程分析方法。在加筋壁板结构的轴压承载能力计算中,蒙皮有效宽度的确定是较为关键的设计因素,对飞机机身、机翼结构效率的提高和重量控制至关重要。随着加工能力的提升,虽然部分壁板结构由组合式逐渐过渡到了整体机加形式,但所述方法仍有一定的借鉴意义,对目前国内外常用的金属加筋壁板有效宽度的工程分析方法进行了研究,并结合有限元分析对工程分析方法进行了验证。     

舰载机壁板剪切后屈曲承载能力预测与试验验证

舰载机着舰撞击对机翼盒段产生巨大的扭矩，蒙皮以剪切形式承受扭矩，这是机翼壁板的重要设计工况。为准确预测加筋壁板剪切后屈曲承载能力，采用MSC.NASTRAN软件MRIKS弧长法，将线性屈曲分析的一致模态缺陷位移作为扰动引入后屈曲分析。考虑材料和几何双重非线性，对整体加筋壁板剪切试验件的后屈曲破坏过程进行模拟、对承载能力进行预测。根据剪切试验结果，进行对比分析。结果表明：有限元模拟的加筋板初始屈曲发生在蒙皮上，长桁足够大的相对刚度使得长桁与蒙皮连接线上出现屈曲节点，随着载荷增大，加筋壁板整体"坍塌"，与试验现象一致。有限元分析（FEA）得到的初始屈曲载荷与试验结果的误差为1.25%，预测的极限承载载荷与试验破坏载荷的误差为2.4%。表明引入缺陷后的MSC.NASTRAN弧长法非线性后屈曲计算能够准确预测加筋壁板剪切后屈曲承载能力，为加筋壁板剪切试验和强度设计提供了分析方法。     

Buckling and post-buckling behavior of titanium alloy stiffened panels under shear load

Titanium alloy has been increasingly applied in aviation industry due to its superior performance. However, the titanium alloy structures are less studied. This work investigates the structural behavior of Ti6Al4V titanium alloy stiffened panels under in-plane shear load by experiments and numerical analysis. After the shear tests, the buckling instability, the post-buckling process and the failure mechanism of the specimen were obtained. The Finite Element(FE) models were established with the subsequent validation verification. A parametric analysis was implemented to study the influence of stringer thickness and stringer height on the behavior of the stiffened panels. The results show that after the initial local buckling on the skin, the buckling mode jumps several times with the increase of load. The stringers twist when the load reaches a certain level, and finally the structure damages due to the plastic deformation and the global buckling. The shear clip has little effect on the buckling and failure loads. Compared to the relatively large effect on the buckling load, the influence of the stringer thickness and stringer height on the failure load is neglectable.According to the parametric analysis, the stringer thickness influences the final buckling mode and failure mode, while the stringer height affects the buckling mode transformation.     

某民用飞机机身典型壁板压损分析

通过RADIOSS显示有限元计算,对典型壁板结构的承载能力进行了计算分析,并与试验结果进行对比,验证了RADIOSS显式有限元计算分析的准确性。在此基础上,针对某民用飞机的机身壁板5种不同的典型壁板结构,分别在长度为200 mm和530 mm的情况下,采用有限元分析方法计算了长桁及壁板结构的压损和失稳情况,最终得出5种构型下的压损及失稳结果,为机身结构共性结构选型提供了数据支持。     

复合材料机身壁板的强度分析与试验验证

复合材料在大型客机机身主承力结构应用是近年来的发展趋势，通过分析与大型壁板试验结合的方式研究了复合材料机身壁板的静力承载能力，以及疲劳与损伤容限特性。采用理论公式、半经验公式、有限元模态分析研究了蒙皮的屈曲载荷、壁板的承载能力。依靠创新的机身壁板多轴载荷试验系统，模拟机身壁板的实际受载情况，实现充压载荷、拉伸/压缩、剪切载荷的独立施加与组合施加。通过静力试验验证蒙皮屈曲的工程及有限元分析方法和壁板的剩余强度承载分析方法。引入预埋缺陷、BVID、VID冲击损伤，通过试验研究了损伤对应变分布的影响，并通过疲劳、损伤容限试验，验证了壁板的设计以及损伤的无扩展特性。