伸缩翼变形机构设计与实验研究

针对智能可变体飞行器中伸缩翼变形机构设计难题,提出了基于菱形结构的伸缩翼变形机构设计思路及其方案,并分析了变形机构的受力特点,进行了构件尺寸和形状优化。通过实验样机测试,验证了机构的稳定性与可靠性。实验结果表明,基于菱形结构的伸缩翼变形机构能够实现翼展伸长率高达75%的大尺度外翼伸缩变形;而恒力弹簧的应用则进一步将两侧外翼伸缩的同步误差减小约50%,从而使外翼伸缩过程中的同步性能满足设计要求。     

飞机壁板结构稳定性分析

应用非线性有限元计算技术研究了加筋壁板结构试验件在受压状态下的非线性变形及稳定性特性,所得到的结果与试验吻合。为真实模拟机翼中的加筋壁板结构在空气动力作用下的稳定性问题,又针对典型机翼模型进行了更为细致的非线性屈曲分析。最后,将两次模拟结果进行比较,给出了根据结构的加载响应曲线判断结构的屈曲类型、结构的屈曲临界点以及分析结构后屈曲承载能力的方法。     

基于网格曲面形状修改的柔性件装配偏差分析

柔性件装配偏差有限元分析方法中的敏感度矩阵来源于产品的理论数学模型,而理论数学模型与实际模型之间存在一定的外形差异,会产生很大的分析误差。针对该问题,提出了一种装配偏差分析的改进方法,即根据产品理论外形和误差源数据,运用网格曲面变形方法获取逼近零件实际形状的数学模型,代替理论数学模型进行装配偏差分析。开展了金属薄板的装配回弹试验以及飞机壁板件的装配偏差分析计算,使用仿真、试验及测量等手段获取了各类偏差分析结果,并进行比较。数据表明,装配偏差分析误差可减小到5%以内。     

机翼内外翼连接区域螺栓钉载分析与布局优化

针对机翼内外翼连接区域的结构特点,建立了内外翼连接区域螺栓连接的有限元计算模型。利用有限元软件进行了螺栓连接应力分析,获得了连接区域螺栓的钉载大小,并对螺栓布局参数进行灵敏度分析,确定了布局参数对钉载分布的影响规律。运用黄金分割法对螺栓布局参数进行了优化,使得最严重工况下的螺栓钉载值下降了18.61%,提高了结构的承载效率,为某型战机机翼内外翼连接区域螺栓设计提供了依据。     

机翼气动弹性缩比模型大变形下的刚度反求方法

针对三坐标测量设备测量机翼缩比模型，大展弦比机翼模型产生大变形时测量点与加载点不统一，加载方向发生变化等问题，从解析几何与有限元角度，开展机翼缩比模型的刚度反求研究。首先，以测量的形变数据与测量点坐标建立面密度函数；然后，通过所提出的实测点回归方法计算实测点的位置坐标信息，再通过坐标信息计算实测点的位移并构造类似有限元的网格结构；将模型按刚心轴简化为悬臂梁，反求悬臂梁的材料属性并计算弹性模型仅在竖直方向力作用下的变形值，从而修正测量数据；最后按照静力等效原则对实际测量坐标下的网格进行等效节点载荷计算，得出模型修正刚度值。经过平板以及变厚度弹性模型有限元验证以及试验分析，结果显示所提出的方法在结构相对变形超过7%时可降低试验误差，为机翼设计制造验证提供数据支持。     

复合材料机翼壁板离散源损伤修理技术研究

由于机翼为主承力结构,蒙皮修理主要采用机械连接修理方式,针对民机复合材料机翼下蒙皮壁板结构的离散源损伤开展了修理方案设计、试验验证、有限元分析及改进设计研究。首先,根据损伤类型和下蒙皮壁板的传载特性,设计了机械连接金属补片修理方案,并制造了包括含损伤和损伤修理两类试验件,进行了试验验证,修理后承载能力提高了124%,能够满足一般民机复合材料机翼蒙皮设计许用应变。然后,建立了两类试验件的有限元模型,进行了进一步计算分析,通过对试验数据和计算结果的对比分析发现,原修理方案偏于保守,增加了结构重量成本。最后,经计算分析提出了三种改进的修理设计方案,改进后的修理构型II承载能力相对于原修理方案提高了4.7%,而结构重量降低了3.9%,该修理方法可为今后民机复合材料机翼修理方案的设计提供参考。     

小型翼结构仿生设计与试验分析

小型翼结构设计主要是确定翼梁、翼肋的形式、分布和尺寸,以满足机翼结构强度、刚度要求.生物骨架以其结构、材料的合理分布和组合满足生物体的多种功能需求,为飞行器结构仿生设计提供了不竭灵感.叶脉形状为椭圆形空心管,并且尺寸沿轴线逐渐减小,最主要结构特征是倾斜、交错、分叉,以适应不同部位应力分布特点.在分析小型翼结构设计特点的基础上,借鉴叶脉结构特征,利用相似原理,设计仿生型机翼结构.有限元分析表明,仿生机翼比原型机翼具有更高的结构效能.采用选择性激光烧结(Selective laser sintcring,SLS)技术制作原型与仿生型机翼样件,并对其进行静力弯曲试验,与原型机翼相比,仿生型机翼质量、变形、应力都相应减少,证实了小型翼结构仿生设计的有效性和有限元分析的可靠性.     

复合材料机翼壁板离散源损伤修理评估方法

针对含离散源损伤复合材料机翼壁板机械连接修理结构,开展了机械连接修理结构渐进式破坏有限元分析技术的研究和验证。建立了利用梁元耦合解析刚性面模拟螺钉,采用适用于平面应力状态的LaRC05强度准则和B-K准则作为复合材料层板和胶接界面失效判据的机械连接修理结构有限元分析模型。在此基础上,通过编写用户自定义材料子程序(UMAT),实现了材料失效准则与刚度退化方案在商用软件Abaqus中的应用和机械连接修理结构承载能力的求解。计算结果表明,对于大规模螺钉连接的复杂修理结构,所采用的有限元建模和分析方法有效可行。与试验结果相比,结构承载能力数值分析与试验值吻合良好,误差在5%以内,预测的失效模式也与试验结果一致。     

大展弦比机翼屈曲及后屈曲分析

针对某大展弦比复合材料无人机机翼结构,利用有限元素法进行机翼结构的屈曲及后屈曲分析.首先采用MSC.Patran/Nastran软件进行结构屈曲分析,目的是确定机翼结构易发生屈曲的区域;然后对不同区域进行分析,确定需要进行后屈曲分析的细节模型.对细节模型进行后屈曲分析时采用MSC.Patran/Marc软件,分析方法采用弧长法.通过机翼结构的后屈曲分析,可以分析出结构的失稳路径.结果表明,该机翼存在屈曲失稳问题.该机翼的地面静力试验结果验证分析结果的可信性.     

飞机中央翼前梁下缘条结构典型加工误差修理效果分析

针对飞机典型连接结构中的中央翼前梁下缘条结构,对其含典型加工误差类型及误差修理后的效果进行研究。通过耐久性分析方法分析修理后连接结构的疲劳性能,通过有限元分析计算该结构的疲劳细节额定值(DFR),并设计试验件进行对比试验验证。通过试验验证,研究含误差结构相对于原结构疲劳寿命和疲劳性能的变化。对目前飞机生产加工单位采用的紧固孔误差修理方法进行有效性判定,对误差修理方法提供理论和试验数据支持。     

某型民机复合材料机翼下壁板开口补强及优化研究

根据机翼结构设计要求,下壁板的层合板上开口是不可避免的。主要对民用飞机的机翼蒙皮下壁板开口补强结构进行分析,利用有限元分析软件MSC.PatranNastran建立二维复合材料有限元模型,模型采用壳单元。通过计算分析,对比了未补强壁板、补片补强和加强筋补强三种不同的方案情况下,机翼蒙皮下壁板在外载荷下的位移以及应力变化,及不同角度铺层的各层应力变化,研究了补强方式及铺层角度对机翼下壁板应力分布的影响。结果表明加强筋补强能较好减小位移和最大应力,避免应力集中;在采用加强筋补强方案时,-45°的铺层方向上应力最大;在设计机翼下壁板开口补强方案时应尽量选用加强筋补强,并尽量减少-45°方向的铺层。     

自动钻铆托架变形分析及补偿方法研究

针对传统机翼壁板自动钻铆误差大、效率低的问题,结合有限元法和解析法提出了一种可以适应不同托板组合方式下托架变形求解的算法.借助有限元分析数据,运用三次样条插值、拟合变形包络曲面等方法构造了托架变形计算式,并提出了相应变形补偿算法.     

基于BP神经网络的三角机翼飞行载荷模型研究

针对三角机翼结构设计复杂、传力路径多和大载荷引起结构非线性等因素,采用BP神经网络方法建立飞行载荷模型。通过地面静力试验,利用某型三角机翼载荷标定试验数据,建立机翼根部剪力和弯矩的载荷模型,并对多个校验工况进行验证。经与多元线性回归载荷预测结果对比分析,结果显示,BP神经网络模型预测误差都在3%以内,特别对于剪力,BP神经网络预测误差明显小于多元线性回归,表明BP神经网络可作为测量三角机翼飞行载荷的一种更加有效的工程方法。     

高速列车车体随机振动仿真预测与试验验证

论文基于有限元法和边界元法,对实车结构的随机振动仿真预测和试验进行了研究。通过对车辆型材简化和车体网格细化分析,搭建车体有限元模型;完成了实车结构车辆试验模态测试和有限元模型的仿真计算,并对试验结果和计算结果进行对比,验证了仿真计算有限元模型的准确性;对模型进行随机振动仿真预测分析,确定测量点的响应幅值,并与试验值进行比较,在误差范围内。本研究可为高速列车减振降噪的预测与控制提供基础。     

C919目标翼身组合体各大部段完成对接

正中航工业西飞近日完成了C919大型客机翼身组合体各大部段对接,顺利实现交付,这表明大客翼身组合体综合验证项目已由机体结构制造阶段转入试验阶段,标志着大客项目研制实现了里程碑节点目标。西飞突破了C919机翼下中壁板喷丸成型技术难关,全面掌握了大型复杂钛合金零件热处理变形控制技术,攻克了铝锂合金大型蒙皮和长桁加工技术难题,实现了龙骨梁、超级壁板等大部件的无余量装配。     

典型飞机机翼结构爆炸冲击毁伤数值分析研究

基于经验证的ALE建模方法,通过LS-DYNA有限元软件建立典型飞机机翼爆炸冲击毁伤模型,分析爆炸当量、爆炸间距以及爆炸方位等对典型飞机机翼在爆炸冲击波毁伤下的影响。结果表明：在爆炸冲击波作用下,蒙皮首先出现局部凹陷变形,随后变形程度迅速扩大,但内部长桁/翼肋结抑制沿蒙皮变形,随蒙皮进一步变形,在长桁/翼肋交接处产生初始撕裂裂纹,并迅速扩展;爆炸当量、爆炸距离和爆炸方位等对机翼的损伤范围及损伤模式都有较大的影响;随着TNT当量增加/爆炸距离减小,机翼蒙皮越早产生变形,且变形程度越大;爆炸点位于机翼前侧,导致机翼前缘结构大变形,影响气动特性;爆炸点位于机翼后侧,可能导致操纵面失效。     

基于表面外推法的结构热点应力计算方法研究

为获得准确的结构热点应力，确保风电机组部件疲劳寿命的可靠性，建立不同网格尺寸、单元类型的有限元模型，研究了网格精度、单元类型、外推方法对焊接接头结构热点应力计算结果的影响。结果表明：结构热点应力随着网格尺寸细化呈现出先增大后减小的趋势，在网格尺寸为0.33t (t为板厚)时达到峰值。四面体单元模型的计算结果保守且受网格尺寸的影响更为显著，并且对网格精度有较高要求。不同网格精度的四面体模型运用两种外推法计算结果最大相差13.56%；六面体单元模型运用两种外推法计算结果相差均在10%以内。随着网格细化两种外推法的计算结果逐渐接近；当网格尺寸细化到0.2t时，六面体单元模型的结构热点应力仅相差1.87%。     

直机翼静气动弹性特性研究

现代亚音速飞机的柔性较大,其静气动弹性对载荷分布有重要影响。为此,基于全机地面共振试验结果建立机翼的结构有限元模型,利用颤振风洞试验测量的弹性变形对基于偶极子格网法的定常气动力进行下洗修正,建立了直机翼的静气动弹性模型,分析了静气动弹性对直机翼飞行载荷分布的影响。结果表明:静气动弹性使直机翼存在"弹性加载"效应。直机翼结构设计时,应考虑静气动弹性引起的飞行载荷分布问题。     

考虑几何非线性的变弯度机翼鱼骨结构分析研究

针对变弯度机翼柔性后缘结构的大变形问题,从几何非线性角度,开展变弯度机翼主要变形结构鱼骨形柔性肋的大变形分析研究。建立基于几何非线性的链式梁约束模型的鱼骨结构大变形理论模型并计算变形,与有限元仿真及试验结果对比参考。结果误差证明链式梁比线性理论方法精度更高的反映结构的变形情况。运用链式梁约束模型对鱼骨结构的非线性特性对结构产生的影响进行了分析,大变形时,位移对载荷的变化响应较大,结构稳定性与可控性较弱,所以结构设计功能变形应少占用非线性大变形区域。基于结构非线性特性的影响、轻量化及驱动载荷范围,对柔性鱼骨结构的中心板厚度的尺寸设计提出更为合理的设计方法。     

某型飞机外翼纵墙系统的耐久性综合评定

外翼纵墙系统是某型飞机外翼的主承力系统,只有全面评价该系统的耐久性,才能合理真实地给出外翼的经济寿命.通过对纵墙关键部位的细节分析与有限元计算,筛选出对纵墙系统耐久性损伤有明显影响的细节,进行模拟试件的耐久性试验,建立描述纵墙系统关键部位细节原始疲劳质量的EIFS(equivalent initial flaw size)分布,分别对实际载荷历程下全尺寸结构疲劳试验机与随机谱下机群进行纵墙系统的耐久性综合评定.针对结构系统建立的耐久性综合评估方法在该型飞机定延寿中成功地得到应用,合理地解释试验机在全尺寸结构疲劳试验过程中出现裂纹故障的原因,并对机群外翼的经济寿命进行预测.