某型四座电动飞机复合材料机翼剪切性能试验与分析

为了验证某型四座电动飞机复合材料机翼结构强度是否满足适航规定(CCAR 23-R3《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》)要求,本工作对该复合材料机翼的翼梁、翼肋、蒙皮、前缘、后缘的布局和铺层等结构形式,以及机翼与机翼、机翼与机身的连接形式进行了研究分析,建立了四座电动飞机全机有限元数值分析模型,并计算了在适航规定要求的限制剪切载荷下,复合材料机翼的变形和应力分布情况,最后通过全机静力试验验证了有限元模拟结果的准确性。结果表明:有限元分析和试验结果有较好的一致性;该电动飞机复合材料机翼的结构设计形式,满足适航所规定的结构强度要求。     

整体成型复合材料模型机翼设计方案优选与验证

采用多级优化方法,对给定外形和尺寸的复合材料模型机翼进行了设计方案优选。首先基于单因素的效能评估和灰关联度的综合效能评估对机翼进行了结构布局设计,然后采用有限元法对工字梁机翼进行结构细节优化与铺层设计,最后采用基于真空袋法的整体成型工艺制备了蒙皮-夹芯、蒙皮-加筋、C型梁和工字梁等4种典型结构的复合材料模型机翼,并利用三点弯曲试验对优选设计方案进行了验证。优化结果表明：工字梁机翼结构效能水平最高,其次是后C型梁机翼,结构效能最差的是蒙皮-腹板机翼,梁凸缘采用等厚度变宽度可获得近似等强度梁结构。试验结果验证了优化设计方案的有效性。     

基于CAD模型的复合材料机翼成本快速估算

在机翼方案设计阶段需要快速对复合材料机翼的制造成本进行评估。基于制造工艺成本模型开发了复合材料机翼成本估算模型。应用CATIA 二次开发技术编制了模型生成器,实现了参数化建模过程自动化,并为成本模型提供计算所需几何特征信息。实现了机翼设计方案CAD模型与成本分析模型无缝连接的自动化计算过程,给出了实现该过程的流程和主要步骤。以某型无人机复合材料机翼为例,验证了该方法的确能对不同结构布置形式和不同外形的复合材料机翼设计方案进行快速成本评估。估算结果表明,在外形相同的情况下,梁的个数增加1个,肋的个数减少4个的复合材料机翼,其总成本增加了约2.5%;在结构布置相同的情况下,展弦比和梢根比的变化对该复合材料机翼总成本的影响不大。       

无人机全复合材料机翼结构设计与试验验证

为提高全复合材料机翼的有效载荷与机翼质量的比值(载荷/质量比),提出了一种预测全复合材料机翼极限载荷的有限元模拟方法,并建立了提高机翼结构效率的结构设计方案。首先,基于薄壁工程梁理论,对全复合材料机翼进行了理论分析,并对全复合材料机翼的结构形式与铺层形式进行了初始设计;然后,基于初始机翼的试验数据,利用ABAQUS建立了4种不同的有限元模型,通过对比得到了最佳数值模拟方法;接着,建立了14种结构布局形式,并为每种结构形式赋予不同的铺层方案,形成了117个机翼设计方案,对比了各个结构形式的载荷/质量比以及工艺因素;最后,制造了全复合材料机翼并进行了试验验证。结果表明:双工字梁结构为最佳机翼结构布局形式,具有较高的承载效率;模拟载荷与试验值之间的相对误差仅为1.91%,验证了有限元模型的正确性;机翼的载荷/质量比达到了24.17 N/g,相对于初始设计提升了30.65%。所得结论表明设计方法有效。      

采用等效有限元模型的复合材料机翼结构优化

在机翼设计过程中,将等效有限元模型(EFEM)方法应用于考虑静力学和动力学要求的机翼结构优化。提出了"三步走"的结构优化策略,将一个多变量的复杂优化问题转换为一系列少变量的简单优化问题,对某支线客机的复合材料机翼进行了优化设计。首先以位移、静强度和颤振速度作为约束条件对机翼复合材料铺层比例进行优化;然后以静强度和结构稳定性作为约束,以最小化结构质量和结构效率作为优化目标,对各翼肋之间的加强壁板进行优化设计;最后再以位移和颤振速度为约束,对机翼结构总体刚度进行优化设计。结果表明:EFEM方法具有快速建模和计算量少的优点,采用"三步走"优化策略具有更高的效率,适用于初步机翼结构优化设计。     

复合材料机翼整体成型技术研究

对给定外型与尺寸的整体成型复合材料机翼进行了设计、 制备及力学性能实验研究。采用有限元分析软件, 对空心复合材料机翼进行静力学分析, 得到了承载效率与机翼几何尺寸的关系, 并确定了最优结构尺寸与复合材料纤维铺层厚度。采用石蜡芯模辅助气囊法成型技术, 制备了整体成型复合材料机翼, 并进行了三点弯曲实验测定, 分析了其破坏机制。三点弯曲实验研究发现, 整体成型复合材料机翼的破坏模式为上蒙皮的局部屈曲失效, 屈曲后仍有一定的承载能力。      

考虑气动弹性约束的复合材料支撑机翼优化设计

基于遗传-敏度混合算法对复合材料支撑机翼开展考虑气动弹性约束的优化设计,并与常规机翼构型进行比较。在严重载荷状态下,以结构质量最小化为目标,以翼尖变形、屈曲稳定性和颤振速度为约束,设计复合材料机翼铺层和支撑结构参数,并研究不同支撑点位置对于优化设计结果的影响。结果表明,复合材料支撑机翼构型能大幅减少弯曲方向上的铺层材料,有明显的减重优势。支撑点位置对于结构质量、屈曲稳定性和扭转刚度分布有较大影响,支撑结构的屈曲破坏在复合材料支撑机翼的结构设计中要引起重视。     

复合材料加筋板屈曲/后屈曲分析的应用

研究了复合材料加筋板翼面结构稳定性问题,分析了加筋板在压缩和剪切等载荷作用下的稳定性安全裕度。利用计算复合材料加筋板屈曲及后屈曲承载能力的方法,验证复杂受载情况下结构的稳定性。验证对象是一个优化后的满足强度、刚度和工艺制造要求的复合材料机翼。该机翼在各种载荷工况下的内力分布情况由MSC.NASTRAN分析得到,通过本文提出的方法得到每块蒙皮的稳定性承载能力。然后给出复合材料层合板在复杂载荷下的屈曲及后屈曲安全裕度的计算准则,验证优化后的机翼加筋板是否满足稳定性设计要求。该方法可作为约束集成到结构优化系统平台中。     

复合材料圆柱壳轴压屈曲性能分析

对完整复合材料圆柱壳轴向压缩性能进行了试验研究,得到了圆柱壳结构的破坏载荷和各测量点的载荷-应变曲线,通过分析得出结构的破坏形式为屈曲破坏。利用ANSYS有限元软件建立了模型,对复合材料圆柱壳进行屈曲分析,将有限元计算的结构变形和屈曲载荷与试验结果进行对比,计算结果与试验结果一致,验证了模型的有效性。利用建立的有限元模型,分析了开口尺寸和铺层角度对含矩形开口的复合材料圆柱壳屈曲载荷的影响。在开口处加装复合材料口盖对结构进行补强,补强后的柱壳结构满足强度设计要求。     

典型损伤对复合材料机翼振动特性的影响

利用大型商用软件MSC.Patran建立了某型无人机复合材料机翼的有限元模型。在机翼中分别模拟了蒙皮分层、蒙皮与翼梁翼肋脱粘以及翼梁裂纹这3种典型损伤,通过与无损伤复合材料机翼固有振动频率进行比较,分析了损伤位置和大小对机翼振动特性的影响。结果表明:3种典型损伤一般不会引起机翼各阶振动模态的改变,但会使各阶振动频率发生变化;对各阶振动频率的影响既与损伤位置有关,也与主承力结构的损伤程度有关;蒙皮分层和翼梁裂纹出现在机翼根部时对机翼振动频率的影响最明显。