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.     

典型飞机壁板结构的抗屈曲优化设计与试验验证

加筋壁板是飞机机身和机翼中常见的典型承力结构,其在轴压和机身弯矩载荷作用下极易发生屈曲失效,严重制约飞行器安全性能与服役周期。飞机结构静强度校核时多采用经验公式进行工程计算,其中加筋壁板结构承载能力的工程计算与机身框结构端部支持系数的选取密切相关。现有飞机型号研制中端部支持系数的选取通常较为保守,结构安全裕度大、质量冗余,阻碍了飞行器轻量化水平的进一步提升。为此,首先基于欧拉长柱失稳理论,建立了基于切缝法的典型飞机壁板结构端部支持系数仿真计算模型;同时深入分析了端部支持系数与加筋壁板结构和支撑框段的耦合作用关系;进一步地,分析了框、长桁等结构特征参数对端部支持系数的影响规律,并分别开展了框、长桁-蒙皮以及框-长桁-蒙皮协同优化的飞机壁板结构抗屈曲设计;最后,基于增材制造缩比样件和轴压屈曲试验,验证了典型壁板结构抗屈曲优化设计方法的有效性。所建立的仿真分析模型和优化设计方法实现了飞机壁板结构抗屈曲性能的有效提升,对进一步提升飞机性能指标具有重要意义。     

大展弦比复合材料机翼结构后屈曲分析

大展弦比复合材料机翼结构的稳定性问题突出,需对结构进行屈曲和后屈曲分析。由于后屈曲分析需要考虑几何非线性对结构的影响,计算量大、收敛难,因此在飞机结构工程应用中受到限制。文中介绍了Msc．Marc所采用的两种计算非线性屈曲方法的计算原理,并分别运用这两种方法对机翼模型进行后屈曲分析,最后将两种计算结果作比较,得到的结果对类似的分析有一定的指导意义。以某机翼为实例的计算表明,本分析方法在今后飞机结构设计中有一定的应用价值。     

飞机典型盒段结构静力破坏预估方法研究

为了避免飞机结构试验的灾难性破坏,在试验前要对试件的破坏载荷与部位进行预估。基于积木式虚拟试验验证思想,从小部件着手对结构破坏进行预估和试验仿真,以求对大试件的破坏预估提供方法和经验。通过工程半经验法和有限元屈曲分析这两种方法对一模拟直机翼盒段进行了破坏预估分析。     

M2飞机的复合材料机翼静强度载荷及试验研究

M2轻型运动飞机机翼结构采用复合材料,通过静力试验对其机翼强度进行验证,对发现机翼结构设计薄弱环节以及结构改型和发展具有重要意义。首先分析ASTMF2245-16机翼强度适航条款的要求;然后通过对M2飞机载荷包线、环境影响系数、限制载荷和极限载荷的研究,计算得到复合材料机翼载荷;最后进行机翼限制载荷静力试验、机翼极限载荷静力试验和机翼破坏载荷静力试验,并对试验结果进行分析。结果表明:M2飞机的极限载荷满足试验要求,复合材料机翼试验破坏载荷相对设计极限载荷的偏差为2%,M2飞机的复合材料机翼结构设计满足静强度设计要求。     

飞机机翼结构载荷测量试验力学模型与数据处理

 以运七飞机为例,探讨了大型飞机机翼结构部件载荷测量试验力学模型,应变桥路设计和标定加载试验过程,通过对试验数据多元回归分析,建立了飞机机翼、尾翼结构部件载荷输入与应变输出关系方程,以此来获得飞机机翼、尾翼测量截面在实际飞行过程中的载荷-时间历程。     

复合材料波纹板剪切载荷作用下的屈曲试验与分析

复合材料波纹板稳定性是飞机机翼结构设计需要考虑的重要方面,是目前飞机结构设计中的一大难点.为了建立波纹板屈曲的数值分析方法,对复合材料波纹板在剪切载荷作用下的屈曲进行试验、工程算法和有限元方法研究.通过试验,探索了3种不同波长的复合材料波纹板的屈曲载荷和破坏载荷;采用工程算法和有限元方法计算了8种不同波长的复合材料波纹...     

机翼整体油箱密封变形机理分析

<正>现代高性能飞机普遍采用机翼整体油箱结构,机翼整体油箱可以增大飞机燃油贮量,增加飞机续航时间、飞机航程,改善飞机的飞行性能。机翼整体油箱的结构除了满足结构设计的强度刚度要求外,还必须满足整体油箱的密封要求,油箱的密封设计与飞机的安全性能是紧密相关的,因此对整体油箱的密封变形进行深入分析,具有非常重要的工程实际意义。1典型盒段整体油箱缝外边缘变形分析整体油箱结构主要由上下蒙皮、桁条、前后梁、普通翼肋、加强翼肋等结构通过铆钉连接而成。由于复合材料整体油箱中蒙皮和桁条采用整体固化成形,不存在密封变形问题,因此主要考虑的是蒙皮壁板和梁、肋骨架之间密封     

复合材料加筋盒段结构抗屈曲设计方法

主要研究了一种基于承载效率的机翼壁板结构快速化设计方法,首先,本文按照结构相似、载荷相似、材料相似的准则,对复合材料翼面结构模型进行抽象,拟合并构造出复合材料加筋盒段结构屈曲模型,尽可能还原出机翼壁板的真实受力条件;然后,绘制出筋条支持刚度曲线;最后,利用该经验曲线,进一步总结出一种基于结构效率的复合材料加筋盒段结构的屈曲设计方法,实现复合材料加筋板中加强筋的布局与尺寸优化,并应用于某支线客机的中央翼结构设计中,验证该设计方法的正确性。该种方法主要应用于机翼壁板结构的尺寸和布局优化设计,结合了经验法和代理模型方法,具有效率高、模型小、通用性强等诸多优点。     

加筋复合材料壁板失稳后持续承载能力研究

文中通过拟协调层板单元的复合材料壁板非线性理论分析,并通过帽形长桁专项分析模型对加筋复合材料壁板稳定性/失稳后,持续承载分析失效模式与损伤演化,进行理论研究和仿真模拟。结合盒段级试验结果,全方位验证理论计算结果,并摸清结构破坏模式,为最大限度发挥材料结构承载能力,提高结构效率,提升质量控制能力、完善轻质高效结构稳定性/失稳后持续承载设计体系,提供必要的数据支持和技术参考。     

基于3DCS的飞机翼盒容差分配方案优化方法研究

容差分配方案的合理性在很大程度上影响着飞机产品的装配效率和质量,以飞机典型机翼翼盒为研究对象,分析翼盒盒段的装配工艺,借助三维公差分析软件3DCS建立三维容差分析模型,对翼盒的装配过程进行基于装配仿真模拟的容差分配方案的设计与优化,并利用CATIA CAA二次开发工具,实现容差模型的结构化显示,同时建立了交互式三维容差模型快速创建和更新机制.     

翼吊式发动机安装设计综述

发动机安装是飞机总体设计中必须考虑的因素,发动机吊挂作为将发动机动力传递给飞机的结构部件,其安装设计非常重要。针对翼吊飞机的特点,介绍了发动机安装位置对飞机特性的影响,阐述了几种不同吊挂形式以及吊挂与机翼、吊挂与发动机连接形式的优缺点。分析表明：盒形梁式吊挂盒段结构、吊挂与机翼静定连接形式、吊挂与发动机主体连接形式是发动机吊挂结构的首选方案。     

复合材料开孔薄壁加筋板剪切屈曲及后屈曲研究

薄壁加筋结构是飞机尤其是直升机结构的典型构型,随着复合材料在直升机上的大量使用,研究复合材料加筋薄壁结构在开孔后的剪切屈曲和后屈曲问题的分析方法,提高分析进度,是直升机结构强度设计的技术关键。以复合材料开孔薄壁加筋板试验为基础,测试了加筋板剪切屈曲和后屈曲应变及载荷历程,仿真分析了试验结果,建立了一种以risk算法、Hashin失效准则的有限元分析模型,提供了一种复合材料开孔薄壁加筋板剪切屈曲和后屈曲分析的设计方法。     

飞机典型壁板结构剪切屈曲疲劳试验与分析方法

依据疲劳分析中的细节疲劳额定值法，提出了一种针对纯剪状态下飞机典型壁板结构的屈曲疲劳分析方法。采用整体垫板形式设计典型壁板试验件，避免“对角拉”方式施加剪切载荷时的非关键区破坏；建立剪切屈曲疲劳状态下细节疲劳额定值的分析模型，并给以试验验证；分析结构屈曲疲劳破坏模式，给出结构破坏及裂纹扩展特征，为结构抗屈曲疲劳设计提供技术支持。结果表明：屈曲疲劳的破坏多由于铆钉处受弯曲应力和剪切应力双重影响造成；起裂裂纹沿着垂直于屈曲波的方向扩展，当裂尖靠近屈曲波中心时，扩展速率急速增长；结构屈曲临界载荷随循环次数的增加而减少；提出的屈曲疲劳分析模型是合理可行的，这为结构后屈曲状态下的疲劳评估提供一种便利的工程算法。     

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。     

机翼部段静力试验优化设计方法

飞机结构部段结构静力试验是验证结构承载能力、有限元模型等设计指标的重要手段。部段试验相比全机试验规模较小，但需要解决边界分离面刚度匹配、支持模拟、加载模拟等技术难题，保证结构考核精度不受影响。某型飞机机翼为联翼式桁架布局，取中间一段机翼进行静力试验，需要解决多分离面优化设计，气动惯性载荷优化设计及施加等问题。采用分级解耦的设计思想，将试验设计的各个影响因素逐级剥离并建立相应的分析对比模型，依据结构响应误差进行优化设计，评估每一级简化模拟带来的误差。以结构有限元数值仿真为基础，提出了多铰支接头位移+主动载荷混合边界模拟，分离面加载假件刚度解耦设计与优化，桁架式机翼载荷优化设计及载荷施加等试验技术，使部段试验设计精度达到较高水平。     

飞翼布局折叠机翼变体飞机操稳特性研究

为了研究飞翼布局折叠机翼变体飞机的操稳特性,自行设计飞翼布局折叠机翼变体飞机,建立研究模型并进行简化处理。采用涡格法和工程估算法对机翼折叠过程中飞机的纵向和横航向静稳定性进行分析;采用小扰动假设,将飞机扰动运动沿纵向和横航向解耦,分别得到纵向扰动运动和横航向扰动运动对应的模态,分析机翼折叠过程对飞机动稳定性的影响;结合工程估算法和CFD仿真分析机翼折叠过程对飞机操纵性的影响。飞行试验结果表明:在飞行中机翼折叠后,飞机有进入俯冲的趋势,随着配平舵偏角的增加,俯仰运动逐渐不够灵敏;在操纵杆量相同的情况下,机翼折叠状态的俯仰运动响应较快。     

翼下发动机吊架及其与机翼连接结构研究

大型飞机项目被列为我国未来二十年国家中长期发展项目之一,发动机与机翼的连接是大型客机设计中的关键技术。综述了国内外大型飞机翼下发动机吊架的结构形式及其与机翼的连接方式,分析了吊架的结构特点和传力路径。针对客机的设计特点,对吊架设计的关键技术进行了分析,力图为大型客机翼下发动机吊架设计提供参考。     

大展弦比复合材料机翼结构设计研究

针对大展弦比机翼结构的特点,选定蜂窝夹层、多墙式和一种新型混合式结构进行分析比较。进行了缝纫层合板和无缝纫层合板的冲击后压缩强度试验以及3种形式的复合材料蜂窝夹层板冲击后压缩稳定性试验。实验结果表明,缝纫可提高复合材料层合板冲击后压缩强度和屈曲临界载荷。对3种形式机翼结构进行有限元分析,计算结果表明,新型混合式结构具有明显的减重效果,并可实现一定比例的弯曲和扭转刚度设计。     

复合材料盒段耐久性损伤容限试验研究

以冲击损伤容限设计思想为基础,按冲击压缩破坏曲线的门槛值确定设计许用值进行设计的复合材料结构,一般认为“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”的结论成立,DAC8号复合材料机翼的设计遵循了这一设计思想。为验证上述结论选取复合材料机翼主受力盒段即油箱盒段,进行了耐久性损伤容限试验研究。结果表明,引入8～15J人工冲击损伤4处,并在1.15倍加重谱下进行了2倍寿命耐久性试验和2倍寿命损伤容限试验的结构,其剩余承载能力仍达到无损结构承载能力的80％以上,且试验过程中和试验结束后的无损检测均未发现预制的人工损伤发生扩展,证实了“静力覆盖疲劳”和“损伤不扩展”结论的正确性。