考虑刚度约束的复材机翼蒙皮开口补强设计研究

提出了一种可同时考虑弯曲、扭转刚度约束和静强度约束的复材机翼蒙皮开口补强优化设计方法。传统的补强方法只考虑了开口边缘和开口两侧的补强,而忽略开口之间的补强,这样的补强方式在满足静强度约束时可能无法满足扭转刚度的要求,给飞机的颤振安全带来隐患。而考虑多约束的优化方法以开口周边不同区域的蒙皮厚度和各角度铺层比例为设计变量,以典型载荷下翼盒的弯曲变形,扭转变形和开口处应变为约束条件,以结构质量最轻为优化目标,建立优化问题模型,并使用修改后的可行方向法求解,能够在满足静强度要求的情况下优化铺层比例、提高结构效率,增加开口后翼盒的扭转刚度,并在一定程度上减轻结构重量。     

复合材料铺层方向对扑翼动力与静力性能的影响

利用Solid Works Simulation和ANSYS APDL对同一实例进行模态分析,验证了ANSYS的准确性和可靠性。在ANSYS中建立了仿生扑翼复合材料模型,分别进行模态和静力分析,探索复合材料不同铺层角度(0°,90°,45°和-45°)对仿生扑翼模型前三阶自然频率和最大应力的影响。在单、双层板中不同铺层角的组合中,得出了前三阶自然频率各自对应的最大和最小固有频率值。在单层板的四个铺层角度中,90°时可得到最小的等效应力和最小的结构变形,最大应力区域集中于前缘梁中部,因此拥有最好的结构性能,为复合材料机翼的优化提供了方法和依据。     

基于ANSYS的碳纤维复合材料传动轴失效分析

为了研究铺层角度、厚度以及顺序对碳纤维复合材料失效模式的影响规律,本论文运用有限元软件ANSYS模拟复合材料在不同铺层方案下的失效模式。研究发现铺层角度和铺层顺序均对复合材料的失效具有较大的影响。在铺层角度为60°—70°之间出现应力最小值,其失效可能性比较低;在铺层顺序上,采用45°在复合材料底层比其他方案更减少其失效性。将运用此有限元方法能更有效,更直观的分析碳纤维复合材料的失效模式,并能给某型号风机传动轴铺层方案提供参考价值,从而提高传动轴的使用寿命。     

纤维增强复合材料低压涡轮轴强度分析设计

研究连续纤维增强复合材料低压涡轮轴结构在扭转载荷作用下的静强度分析设计问题。以Ti-6-4/SC6为有限元模型结构材料,以复合材料层合板理论为基本力学理论基础,以蔡-吴强度失效准则为判定依据。对不同复合材料轴结构进行强度分析及失效判定。以某型航空发动机低压涡轮轴为基础模型进行有限元建模。通过"复材轴"和"分段轴"两种复合材料轴结构模型对复合材料铺层、铺角对轴结构力学性能及强度影响规律进行研究。以"复材轴"模型结构研究±45°与+45°两种普遍铺层方案的优劣,在研究"复材轴"铺层方案的基础上,以±45°铺层方案研究"复材轴"和"分段轴"及传统钛合金轴静强度性能对比。最后从工程实际角度针对"分段轴"给出提高强度的两种措施。     

铺层参数对复合材料电池箱盖模态和稳定性的影响

为满足汽车在运动过程中电池箱壳体振动小和噪声低的要求,现以某款新能源汽车电池箱盖的玻璃纤维复合材料铺层设计为研究对象,通过有限元分析软件对电池箱盖纤维铺层方案进行模态及强度分析,探究复合材料铺层结构对电池箱盖固有频率和稳定性的影响。分析结果表明:当铺层厚度和铺层顺序保持不变时,增加±45°纤维铺层比例,电池箱盖的固有频率和稳定性能显著提高;保持铺层厚度和铺层比例不变时,铺层顺序对电池箱盖模态的影响效果不明显,但对最大应力值有很大的影响,0°纤维铺层角度在最外侧电池箱盖受到的最大应力远低于±45°;随着纤维铺层厚度的增加,电池箱盖的固有频率和稳定性能不断提高。     

不同铺层角度GLARE层板复合材料的抗鸟撞性能

采用大型非线性动力学软件PAM-CRASH,分别建立了三种铺层角度GLARE层板复合材料简单平板和飞机尾翼典型前缘结构的有限元模型,对三种平板和结构进行抗鸟撞有限元模拟,研究了不同铺层角度GLARE层板复合材料的抗鸟撞性能,并进行了试验验证。结果表明:对于厚度相同的GLARE层板复合材料,铺层角度为±45°正交铺层方式的平板和结构的吸能量效果最佳,抗鸟撞性能最优;铺层角度为0°/90°正交铺层方式的次之,0°/45°/-45°/90°铺层方式的最差;试验得到的三种铺层结构的破坏形态、面积以及撞击点附近某点的应变时程曲线与模拟结果一致,说明建立的有限元模型正确。     

应用遗传算法优化设计机翼复合材料蜂窝夹层结构蒙皮

为提高无人机复合材料机翼蒙皮的强度,应用遗传算法优化设计了蜂窝夹层结构蒙皮的铺层。针对复合材料结构优化变量离散化的特点,设计了应用整数编码策略的遗传算法,并根据Tsai-Wu准则提出了适应度函数,参考复合材料的铺层原则给出了约束条件。然后,通过优化设计得到了最佳的蒙皮复合材料结构铺层方案。最后,通过有限元分析及静力试验验证了复合材料蜂窝夹层结构蒙皮设计的合理性。试验结果表明:左、右机翼翼梢的最大变形分别为116.02mm和105.36mm,小于性能要求的180mm。探伤测试显示机翼复合材料结构没有出现损坏,满足机翼结构的工程指标要求。此机翼结构的无人机已成功完成了首飞试验,验证了设计结果的可信及工程可用性。     

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。     

基于弯扭耦合的大型风力机复合材料叶片结构特性研究

为研究不同类型弯扭耦合叶片结构特性,以NREL 5 MW风力机叶片为研究对象,结合复合材料铺层设计建立不同弯扭耦合叶片有限元模型,通过CFD方法求解叶片气动载荷并对各叶片开展结构模态、强度及屈曲计算,分析不同耦合区域及耦合角度对叶片结构特性影响.结果 表明:弯扭耦合叶片各阶固有频率大多低于传统叶片,其中蒙皮耦合叶片变化最小而全耦合叶片影响最大;弯扭耦合叶片可降低内部von Mises应力及应变峰值,提高叶片疲劳寿命,其中蒙皮耦合叶片降幅最大而主梁耦合叶片降幅最小,尤以蒙皮耦合叶片θ=20°减载效果最佳;弯扭耦合叶片切应力大多高于传统叶片,仅蒙皮耦合叶片θ=20°最大切应力低于传统叶片;叶片的弯扭耦合特性对其稳定性产生一定影响,其中主梁耦合叶片临界屈曲载荷降幅较大而其他弯扭耦合叶片有小幅上升,且一阶屈曲变形量均低于传统叶片.     

孔口缝合补强对层间应力影响的数值模拟

使用空间杆单元模拟缝合线,对含孔复合材料层合板开口缝合补强结构进行有限元模拟计算。研究含孔复合材料层合板在轴向拉伸载荷作用下,圆孔附近各个铺层交界面处层间正应力和剪应力的分布情况,将缝合后的层间应力值与缝合前的相关数值进行比较,并研究不同缝合参数(针距、行距、边距、单缝合和双缝合)对孔边层间应力的影响。结果表明,缝合补强后孔边的层间应力明显减小。孔边附近层间应力的分布与相邻铺层的铺层角有很大关系,不同铺层之间的层间应力有显著差别。不同铺层之间的层间应力沿孔边区域存在应力转换点(即层间应力由正值变为负值)。