复合材料机翼（精选9篇）
复合材料机翼 篇1
概述
随着材料科学的发展, 各种类型的复合材料层出不穷。铺层复合材料作为一种新型材料, 大量应用于航空领域中, 其铺层层数和铺层角度均是可变的。利用这一特点, 可以重新设计铺层层数和铺层角度, 使其在一定的载荷作用下产生需要的结构响应。铺层复合材料机翼具有弯扭耦合效应, 在受载时可以产生有利的弹性变形, 提高翼面的颤振速度, 这便是气动弹性剪裁技术。但是复合材料铺层层数和角度的设计是十分复杂的。其设计变量对结果的影响是高度非线性化的, 优化目标可能存在多个极值, 很难找到最优解。同时其受到多种约束条件的限制, 如重量要求, 变形要求, 静气动弹性要求等等, 传统的优化方法几乎无能为力。遗传算法是从生物进化角度发展起来的一种算法, 其运算简单, 对多种问题均能得到有效结论, 应用广泛。遗传算法能找到最优解, 不需要目标函数的梯度值, 应用起来十分方便, 因此本文采用遗传算法进行复合材料机翼的优化设计。
颤振计算P-K法
气动弹性系统的运动方程可写为
式中, M, K分别是结构的质量和刚度矩阵, D为阻尼矩阵, X (t) 为结构的位移列向量, aF (t) 表示作用在结构上的空气动力。
p-k法将气动力表示成频域的形式并将气动力分为实部和虚部, 分别并入系统的刚度和阻尼中, 应用p-k法得到如下形式的颤振方程
式中, RQ (M∞, k) 为广义气动力的实部, 即模态气动刚度矩阵, 1Q (k, M∞) 是广义气动力的虚部, 即模态气动阻尼矩阵, cp为特征值=cpω (γ±i) , γ为瞬态衰减系数,
γ=g/2
方程 (2) 对应的状态方程的特征值问题为
式中
给定飞行参数ρa, M∞的值, 选取一组来流速度V值, 对于每个V值, 利用弹性结构第一阶固有频率作为折合频率的初始值, 计算上述矩阵特征值, 不断迭代直至该频率与振动频率相等时, 便可得到该流速下的颤振速度。
遗传算法简介
遗传算法是模拟生物进化的自然选择 (适者生存、优胜劣汰) 和遗传学原理的算法, 是一种搜索最优解的算法。每一个个体都通过编码表示为一组独一无二的基因, 同时得到自己的评价即适应度函数的值。遗传算法从一个初代的种群 (父代) 通过复制、交叉、变异等方法, 生成第一代子代, 相应的每个个体都有自己的适应度值。通过生物学进化原理, 适者生存、优胜劣汰, 淘汰适应度值差的个体。这样保存下来的优良个体作为父代生成下一代子代, 这样不断的迭代计算, 生成更加优良的下一代, 最终得到最优解。遗传算法的是从一串个体出发, 且对每一个个体进行单独计算, 不需要目标函数的导数值, 这是与传统优化算法的最大区别。其生成下一代个体的方式多样, 且编码方式可变, 在进化过程中使适应度好的个体生存概率大, 本质是一种通用的概率搜索算法。遗传算法具有自适应性, 不需要设定搜索方向, 范围任意拓展, 能自主找到全局最优解。
算例分析
问题描述
结构试验机翼的外形如图1所示, 其蒙皮材料选用S W-2 8 0 A/3 2 1 8, 以机翼模型后掠角45度方向为材料的主方向, 铺层角度为[-45/45/-45], 铺层厚度为[2.5e-4/2.5e-4/2.5e-4], 原计算的颤振速度为240m/s, 机翼重量为1.015kg。
以上、下蒙皮的铺层角度和厚度为设计变量, 共12个设计变量, 铺层角度变化范围为[-90/0]和[0/90], 铺层厚度的变化范围为[2e-4/2.5e-3]。约束条件为颤振速度达到260m/s, 优化目标为机翼重量最轻。
遗传算法程序
遗传算法流程
由于本例中的适应度函数为重量最小, 适应度的评价采用MSC/Nastran进行计算, 编写了遗传算法程序和Nastran的接口程序, 将Nastran作为适应度的求解器, 将蒙皮单层的厚度和铺层的角度作为优化变量。其具体做法如下:
(1) 用有限元分析软件MSC/Patran建立参数化模型, 对结构进行有限元分析, 得到包含全部结构信息的BDF文件。
(2) 随机产生一组的初始的铺层厚度和角度作为父代, 对父代进行编码, 按照遗传算法规则, 改变设计变量的大小, 生成子代。
(3) 调用有限元分析软件, 对生成子代进行计算, 生成一组结果文件。
(4) 对结果文件进行处理, 得到需要的数据, 从而得到适应度值。
适应度函数
适应度函数是非线性函数, 为从f06文件中读取结构试验机翼的重量。
最小化适应度函数
x=[x1, x2, x3, x4, x5, x6, x7, x8, x9, x10, x11, x12], 分别表示蒙皮的铺层厚度和角度,
X的取值范围为M≤X≤N, M=[2e-4-90 2e-40 2e-4-90 2e-4 0 2e-4-90 2e-4 0]为下界, N=[2.5e-3 0 2.5e-3 90 2.5e-3 0 2.5e-3 90 2.5e-3 0 2.5e-3 90]为上界。即原蒙皮2.5e-4m铺层厚度的变化范围为2e-4m~3e-3m;-45o铺层角变化范围为-90o~0o;45o铺层角变化范围为0o-90o。
约束函数
表示颤振速度必须不小于260m/s。
对约束条件的处理采用罚函数的形式
其罚函数为:if Vef<260;
因为结构试验机翼的重量约为1.5kg, 若不满足约束条件, 令其值为6kg, 这样它进入下一代的可能性很低。
遗传算子
选择算子规定了选择什么样的父代生成子代, 本文选择Stochastic uniform (随机均匀分布) 函数。每一个父辈依据其适应度值均匀随机的生成子代。
变异算子规定了怎样生成变异的子代。本文选择Uniform mutation (均匀变异) 函数。子代变异概率为0.01, 且变异基因是随机的。
交叉算子规定了遗传算法如何由两个父代生成下一代子个体。本文选择Scattered crossover (分散交叉) 。即随机组合父辈基因, 生成下一代子个体。
结果与分析
图2为计算32代的结果, 结构试验机翼的质量为1.186kg, 变量X取值为:[2.82e-4/-50/7.15e-4/2/3.24e-4/-42/2.69e-4/0/2.35e-4/-46/6.02e-4/0]。
将铺层厚度取整, 铺层角度取[-90/-45/0/45/90], 重新提交Nastran分析, 结构试验机翼重量为1.192KG, 图、图4为经过优化后机翼的v-g、v-f曲线。
从图中可以看出, 结构试验机翼的一阶弯曲模态与一阶扭转模态耦合发生颤振。计算得出其颤振速度为260m/s, 颤振频率为25.8Hz, 满足约束条件。
结束语
(1) 经过优化后的机翼与原机翼相比原45o的铺层角变为0o, 上蒙皮第二层和下蒙皮最外层厚度有较大幅度增长, 可见铺层角度和铺层厚度对颤振速度影响都很大。优化后的机翼重量相比原来减少了12.5%。
(2) 在考虑重量最小目标值的同时, 本文将颤振速度作为约束条件, 利用有限元计算软件作为约束条件和目标函数的分析手段, 即将NASTRAN作为适应度和约束函数的求解器, 将遗传算法优化与有限元计算有机的结合在一起, 可以解决任意以有限元为基础的复杂问题。
复合材料机翼 篇2
大展弦比复合材料机翼设计与CFD/CSM计算
研究沿着机翼气动性能计算、复合材料机翼构形设计、复合材料部件铺层设计、CFD/CSM载荷传递、机翼结构力学性能计算的设计分析流程,完成了一个大展弦比全复合材料机翼的设计过程.计算结果表明:该复合材料机翼能够完全满足预定设计指标要求;与传统金属机翼相比,在刚度提升20%的.情况下,结构减重达32%.研究充分说明了所采用设计分析流程的技术可行性.
作 者：刘国春 谢宗蕻 LIU Guo-chun XIE Zong-hong 作者单位：西北工业大学,航天学院,陕西,西安,710072刊 名：飞机设计英文刊名：AIRCRAFT DESIGN年，卷(期)：200828(6)分类号：V214.8关键词：复合材料机翼 大展弦比 气动/结构计算
复合材料机翼 篇3
随着时代的发展,复合材料在飞机设计中的用量越来越大,尤其是在一些小型飞机中,采用了大量的复合材料,用量约达到结构重量的70%,又称为全复合材料飞机。
本文以某轻型运动飞机为原形,针对机翼所承受的载荷,利用有限元分析软件MSC.PATRAN/NASTRAN建立有限元分析模型,分析飞机机翼的整体刚度、强度,然后以强度和刚度为基准,设计复合材料的结构形式,并对这种形式的机翼进行初步的性能计算,为复合材料的应用提供了参考。
1 复合材料机翼结构的设计
根据已有的机翼气动外形和设计要求,选择单梁式结构的布局方案,由于左右机翼对称,只选一侧的机翼来进行研究。
采用前梁后墙式结构,前梁在距前缘25%处,后梁布置在距前缘70%处,是机翼骨架的纵向主要受力件,二者形成一个抗扭闭室,传递机翼载荷。沿展向布置6根翼肋,无加强肋,蒙皮上无桁条。整体框架模型见图1。
2 复合材料机翼结构的选材
采用复合材料蜂窝夹层板的形式,铺层材料采用玻璃纤维编织布,单层厚度0.1mm,性能参数见表1[1];蜂窝芯子采用Nomex蜂窝,由于蜂窝芯子不能直接给定材料属性,要经过等效计算成单层板结构。蜂窝等效计算利用三明治夹心板理论[2],可以等效为一均质的正交各向异性单层板,蜂窝芯子等效各向异性单层板参数见表2。
3 有限元模型的建立
在CATIA中建立机翼结构的CAD模型[3],导入到MSC.PATRAN中,并进行模型的检查和修改[4],由于机翼的后缘部位比较尖,在划分有限元网格的时候会使得网格的质量较差,而这一部分对结果的影响很小,故在后缘割去约距后缘10%的部分,最终的有限元模型如图2所示。
3.1 网格划分
网格划分分为自由网格和映射网格划分。自由网格划分对模型的构建要求简单,无较多限制,映射网格对模型的要求严格,但网格的质量高,求解精度高。本文采用映射网格对机翼各个曲面用板壳单元(CQUAD4)来模拟,用四边形单元进行划分网格,划分效果如图3所示。
3.2 约束和载荷
由于是整体机翼的一半,机翼根部梁和墙全部采用固支。原始机翼载荷单个机翼载荷为17628N,经整理给定的气动载荷分布作用于气动网格的形心点,这种载荷作用方式不符合梁式结构的传力原则,势必导致设计结果的不合理,蒙皮手横向集中力将导致厚度增大,同时肋的作用减轻因而尺寸减小。因此对启动载荷进行平移处理,使其作用在相近的肋上。载荷平移按照双支点梁平衡条件进行。经过对气动载荷进行处理,保证了有限元模型中的外载荷全部作用在翼肋上,适应了梁式结构的承载方式。约束边界和载荷见图4。
3.3 机翼的复合材料铺层设计
(1)翼梁
翼梁采用“[”型整体玻璃纤维蜂窝复合材料结构,是主要纵向受力构件。梁缘条为层压板结构。
缘条处铺层为:
腹板铺层为:
(2)翼肋
翼肋是横向受力构件,本文为了便于有限元分析,忽略缘条,仅仅把翼肋看作腹板结构,其铺层为:
(3)墙
墙与梁一样,也是纵向受力构件,由于采用了蜂窝夹层结构,墙同样不考虑缘条,把其看作腹板结构,其铺层为:
(4)蒙皮
蒙皮形成机翼表面,其功用为维持机翼外形,直接承受气动载荷并把它传递到机翼的纵向和横向受力构件上。本文蒙皮采用蜂窝夹层结构。铺层为:
4 计算结果与分析
计算分析后结果如图5和图6所示。
最大变形为294mm,为展长的3.3%,翼梢的扭转角为3.8°,在5°以内,是合适的。
在气动载荷的作用下,出现的最大应力为247MPa,符合相关的标准和设计准则,因此这种铺层设计是切实可用的。
5 结论
本文根据已有的数据,选择了机翼的结构形式,并进行了分析,以此对机翼进行复合材料结构设计。
分析表明,文中提出的复合材料设计是可用的,符合相关的标准和设计准则。由于复合材料的高比强度和高比刚度,所以,这种复合材料结构必然会有相当大的减重效果。
参考文献
[1]夏道家.AD200玻璃纤维蜂窝夹芯结构强度的建模与分析[J].南京航空航天大学学报,1999,31(6):634-638.
[2]夏利娟,金咸定,汪庠宝.卫星结构蜂窝夹层板的等效计算[J].上海交通大学学报,2003,37(7):999-1001.
[3]尤春风,等.CATIA V5曲面造型[M].北京:清华大学出版社,2002.
弹性机翼阵风响应数值计算方法 篇4
建立了求解弹性机翼阵风响应的计算方法.在计算中,通过采用数值方法求解三维非定常Euler方程来获得气动特性;采用模态叠加的方法考虑弹性影响,实现了流体力学和弹性力学的耦合计算.通过对刚性机翼在攻角突然增大的阵风作用下的`响应历程计算和二维NLR7301翼型的极限环振荡计算,对计算方法进行了验证.此后在“1-cos”阵风响应的计算中考虑弹性效应影响,先是只考虑了结构变形的前三个基本模态,弹性机翼气动力响应的计算结果与刚性机翼的响应计算结果有比较大的区别,弹性机翼阵风响应的升力峰值低于刚性机翼,这与文献中的结果是一致的.最后在计算中考虑了高阶弹性模态,计算结果表明:考虑高阶模态后,机翼气动力计算结果的总体变化趋势与只考虑前三个模态时基本一致,但结果中出现了高频的波动,波动的频率与高阶模态本身的频率有关.
作 者：詹浩 钱炜祺 ZHAN Hao QIAN Wei-qi 作者单位：詹浩,ZHAN Hao(西北工业大学,航空学院,西安,710072)
钱炜祺,QIAN Wei-qi(中国空气动力研究与发展中心,绵阳,621000)
现代民用飞机翼肋布置 篇5
关键词：飞机,肋,布置
0引言
翼肋位于机翼上下壁板之间, 航向与前梁、后梁连接。
主要功能如下:
1) 将气动力及集中载荷转换成为壁板和翼梁自身平面方向的作用力, 即把载荷扩散到翼盒, 由壁板和梁腹板的内力来平衡;
2) 具有维持机翼气动外形的作用;
3) 对壁板提供支持, 翼肋的刚度直接影响其对壁板的支持系数, 从而影响壁板的总体稳定性及局部稳定性;
4) 为吊挂、襟翼、副翼、缝翼、扰流板和起落架提供安装支持;
5) 为系统安装提供支持;
6) 油箱半密封肋控制燃油流动方向并减轻燃油晃动的影响, 端肋密封后作为整体油箱边界。
基于以上功能, 可以看出翼肋布置直接影响翼盒的布置。
1布置形式
翼肋的常见布置形式有如下三种[1]。
1.1顺气流布置
这种布置可保证机翼有比较好的平滑外形, 但在同样翼肋间距情况下, 翼肋长度比正交布置要长, 故结构重量重。同时, 该布置使翼面壁板的有效长度增加, 对提高稳定性不利。由于翼肋与壁板长桁和翼梁不垂直相交, 所以设计、制造和装配的成本都将增加。另外, 由于翼肋不垂直于机翼弯曲方向, 导致翼肋缘条的弯矩增加, 并使缘条受力复杂。
1.2正交布置
这种布置比较常见, 可减少翼肋长度, 同时还可减少有效壁板长度, 提高壁板稳定性, 减轻结构重量。该布置的制造工艺性较好, 受力清晰, 具有较高的结构效率, 但在保证良好气动外形方面不如顺气流布置。
1.3混合布置
有时由于后掠翼根部三角区的布置需求, 或起落架安装连接的需要, 或由翼肋间距需要, 根部按顺气流布置翼肋, 其他仍按垂直后梁轴线正交布置翼肋, 中间肋布置方向逐步渐变。
2布置原则
2.1集中载荷
根据总体设计布局的要求, 有集中载荷部位首先设置加强肋, 如机翼各段对接、襟翼和副翼的悬挂和支撑点、发动机架的安装点、起落架的安装连接点、外挂悬挂点等。
2.2后掠翼根部三角区
在后掠翼根部布置垂直于前梁和后梁的翼肋和边缘肋, 形成根部超静定结构三角区。这部分没有蒙皮也属于静定结构, 其扭转、剪切和弯曲易于分析。
2.3统计和原准机确定翼肋间距
在方案设计阶段, 可根据原准机和统计数据确定翼肋。根据现今飞机翼肋统计, 最佳肋距在500mm左右, 中型飞机为600mm左右, 大型飞机约800mm。
2.4翼盒和壁板总重量之和要小
翼肋间距适当增加, 翼肋的数量减少, 翼肋总重量下降。但由于翼肋间距加大, 壁板承载时的结构效率降低, 壁板的总体失稳临界应力也降低, 壁板的结构重量增加。结构总重量与翼肋间距之间的关系曲线如图1所示[2]。
由于蒙皮-长桁壁板的应力随N/L变化, 所以, 将翼肋布置得密集一些可以得到较轻的机翼表面结构。但这样做了以后, 翼肋的重量便相当可观, 因此最轻的结构事实上应该有较小的翼肋间距。因为蒙皮和桁条增加的重量要比减少翼肋所节省的重量大得多。
N———蒙皮-桁条壁板端部每英寸宽度上的压缩载荷
L———翼肋的间距
2.5肋间距逐渐变化
机翼的平面和厚度在翼展方向是渐缩的, 所以, 最佳结构肋距是变化的。最大肋间距在机翼内侧根部区域, 一般肋间距随翼盒厚度增大而增加。
2.6综合利用
在翼肋布置中尽量考虑综合利用, 设计成具有双重功能肋的位置, 如支撑起落架的翼肋同时又支撑襟翼导轨。又如梁分段处布置的翼肋一方面参与梁的对接, 另一方面还能支撑襟翼结构。
3布置流程
翼肋在第一轮布置时, 若吊挂连接、主起连接等位置确定需在考虑该位置的基础上, 基于按照经验所确定的较优肋间距、最优肋布置方位及下壁板的施工和维护开口要求对机翼进行初步布置。翼肋布置过程中, 所需考虑的协调因素较多。通过分析协调因素的需求, 进一步确定翼肋的位置。之后, 通过检查强度分析、加工装配、维护性分析等分析结果对布置进行二次优化。该过程循环迭代直至最优。
在翼肋布置过程中, 需遵循“先后有序、主次有别、基准先行、注重协调、滚动迭代、收敛优化”的原则, 不断优化协调, 最终确定翼肋的布置方案。
4结语
翼肋布置作为翼盒布置的一部分, 因其考虑的协调因素较多, 直接影响到翼盒的整体布置。除了要考虑布置因素, 还应从全局角度考虑翼肋布置形式对飞机整体重量的影响, 力争翼肋布置经济合理。
参考文献
[1]《飞机设计手册》总编委会.飞机结构设计手册10[M].航空工业出版社, 2000:409-411.
民用飞机机翼翼盒刚度分析 篇6
关键词：机翼,惯性矩,弯曲刚度,扭转刚度
1. 引言
机翼是飞机的升力面，刚度设计十分重要。首先要保证飞机的气动特性对翼面、舵面变形的要求，刚度不够将引起气动弹性，对某些支持点，刚度不够将影响其运动的精确性。同时，在某些情况下，刚度也不能太大，如突风缓和要求[1]。飞机机翼结构由许多结构元件构成。由于尺寸大、结构复杂，一般通过试验和有限元方法进行静力和动力学分析。然而，在早期初步设计阶段，特别是必须结构优化的时候，全尺寸试验和详细有限元分析是不实际，并且耗时耗财的。因此，必须开发简化的模型和可靠的分析方法，以进行简单、有效的结构分析和优化设计[2]。结合民用飞机初步设计阶段的刚度设计要求和有限元模型分析计算要求，本文给出了飞机机翼翼盒剖面几何特性和刚度计算的工程方法。
2. 几何特性
任意平面图形如图1所示，其面积为A。该图形对z轴和y轴的静矩为[3]：
平面图形的形心坐标C (y軃, z軃) 的计算公式为：
组合图形的静矩等于图形各组成部分对某一轴的静矩的代数和，即：
式中，Ai、y軃i和z軃i分别表示任一组成部分的面积及其形心的坐标。n表示图形由n个部分组成。组合图形形心坐标的计算公式为：
图形对z轴和y轴的惯性矩为：
同一平面图形对于平行的两对坐标轴的惯性矩并不相同。当其中一对轴是图形的形心轴时，它们之间有比较简单的关系。在图1中，C为图形的形心，yc和zc是通过形心的坐标轴。图形对形心轴yc和zc的惯性矩分别记为：
若y轴平行于yc，且两者的距离为a;z轴平行于zc，且两者的距离为b，图形对y轴和z轴的惯性矩的计算公式，图4机翼长桁面积等效示意图即平行移轴公式为：
3. 机翼翼盒剖面惯性矩
(1）翼盒剖面关于弦线的惯性矩。
如图2所示，弦线两端点分别取在前梁和后梁腹板中点处，即A点(xA, yA, zA)和B点(xB, yB, zB), P点为各个结构件剖面形心坐标(x0, y0, z0)。
空间一点P到有向线段AB的距离dAB可以表示为：
为有向线段AB的方向单位矢量。
机翼翼盒剖面关于弦线的惯性矩I的计算公式为[4]：
式中，Ai为长桁和梁缘条面积，di为长桁和梁缘条形心到剖面弦线的距离;Aj为长桁间蒙皮面积，dj为长桁间蒙皮形心到剖面弦线的距离;u、l分别为上、下壁板长桁和梁缘条的数目;tk、hk分别为前、后梁的腹板厚度和高度。相对于翼盒剖面惯性矩来说，长桁和梁缘条对自身形心轴的惯性矩为小量，所以没有考虑。
(2）翼盒剖面关于剖面形心轴的惯性矩。
求解翼盒剖面关于剖面形心轴的惯性矩时必须首先确定形心坐标系, 见图3。坐标系原点为翼盒剖面形心坐标C, 形心轴的y轴通过形心点C且平行于弦线AB, 单位矢量为。任意取上壁板某一长桁的形心坐标D (xi, yi, zi) , 得到剖面内另一单位矢量, 则翼盒剖面的法向单位矢量为nx=nAB×nAD, 同样可以得到形心坐标系z轴单位矢量为nz=nx×ny。在形心坐标系确定以后, 相对形心轴的惯性矩计算可以参考 (1) 节。
4. 机翼翼盒剖面刚度
(1）机翼翼盒剖面弯曲刚度。
机翼翼盒剖面关于弦线的弯曲刚度Dstiff的计算公式为：
式中，Ei为材料弹性模量;Ii为长桁、蒙皮、梁缘条和腹板关于翼盒剖面弦线的惯性矩。
(2）机翼翼盒剖面扭转刚度。
机翼翼盒剖面的扭转刚度Ctor的计算公式为[5]：
式中，A为翼盒剖面所围面积;Gi为材料剪切模量;ti为蒙皮、梁腹板的厚度;乙ds为沿翼盒剖面周线积分。
(3）机翼翼盒剖面长桁等效面积。
建立机翼有限元模型时，长桁简化为杆元，长桁节点取在上下蒙皮中面，见图4。为了保证翼盒有限元模型的弯曲刚度与实际结构一致，必须对模型中的长桁面积进行等效计算。长桁等效面积的计算公式为：
式中，Ao为长桁等效面积，Ai为长桁实际面积，do为翼盒有限元模型中长桁节点到机翼剖面主惯性轴的距离，di为长桁实际形心到机翼剖面主惯性轴的距离。
5. 应用实例
以某型飞机机翼为例，使用本文方法进行翼盒刚度分析计算。材料性能数据见表1。
(1）任意剖面刚度计算。
首先确定一个机翼翼盒剖面，见图5。该剖面包括15个上壁板长桁、11个下壁板长桁，上壁板长桁真实面积为489.5～831.2mm，长桁理论形心到弦线的距离为217～298mm，下壁板长桁真实面积为787.5～1362mm，长桁理论形心到弦线的距离为217～320mm。剖面前梁厚度为7.6mm，后梁厚度为14.1mm，蒙皮厚度为6.5～12mm。使用本文方法对该翼盒剖面进行惯性矩和刚度计算：关于弦线的惯性矩4.48E-03m4、弯曲刚度3.21E+08N·m2、扭转刚度2.24E+08N·m2，关于平行于弦线形心轴的惯性矩Iy为4.18E-03m4、关于平行于弦线形心轴的惯性矩Iz为2.04E-02m4，上壁板长桁等效面积为446.6～737.5mm，下壁板长桁等效面积为683.8～1182.6mm。
(2) 肋剖面刚度计算。
在进行机翼刚度设计分析时，机翼翼盒所有肋站位剖面的刚度都是必须知道的。使用本文方法计算了翼盒所有25个肋站位剖面的刚度特性。剖面刚度变化如图6所示，图中给出的剖面刚度为无量纲数值，等于每个肋站位剖面的刚度除以25#肋站位剖面的刚度。
6. 结论
结合民用飞机初步设计阶段的刚度设计要求和有限元模型分析计算要求, 本文给出了飞机机翼翼盒剖面几何特性和刚度计算的工程方法。使用该方法计算了典型翼盒剖面的刚度特性, 该方法切实可行, 满足使用要求, 为民用飞机详细设计阶段的刚度分析计算工作提供了支持。
参考文献
[1]王志瑾, 姚卫星.飞机结构设计[M].北京:国防工业出版社, 2007:41-42.
[2]Ilan Kroo.Aircraft Design:Synthesis and Analysis[M].US:Desktop Aeronautics, 2001:70-75.
[3]刘鸿文.材料力学 (上册) [M].北京:高等教育出版社, 1991:378-393.
[4]飞机设计手册编委会.飞机设计手册第9册:载荷、强度和刚度[M].北京:航空工业出版社, 2001:193-200.
某机机翼油箱密封工艺分析 篇7
1结构及装配工艺过程简介
外翼的主要承力构件是翼盒。翼盒位于大梁和3墙之间, 其只要承力构件包括上、下壁板、前部大梁、沿翼展方向分布的纵墙、沿航向方向从翼根到翼尖分布的多个肋骨。在翼根部位布置有整体油箱, 由纵墙、肋骨、上下壁板组成。
机翼油箱的成型过程在架上进行, 首先安装油箱承力构件, 包括墙、机加肋骨、挂架接头, 然后安装上壁板, 钣金肋骨, 最后封机翼下壁板, 机翼油箱架下补铆。
2油箱密封工艺分析
2.1机翼油箱密封部位
机翼油箱的密封涂胶工作是贯穿于整个油箱装配成型过程中, 按阶段分为:
(1) 承力骨架装配密封。在纵墙与机加肋骨、挂架接头对接处途密封胶进行密封, 口盖托板螺母密封。
(2) 机翼上壁板安装前密封。在外翼油箱区肋骨、纵墙、挂点与上壁板结合处表面涂密封胶密封。
(3) 机翼上壁板安装后密封。上壁板与承力骨架贴合边缘处密封。
(4) 机翼下壁板安装前密封。在外翼油箱区肋骨、纵墙、挂点与下壁板结合处表面涂密封胶密封。
(5) 机翼下壁板安装后密封。下壁板与承力骨架贴合边缘处密封, 标准件密封。
2.2机翼油箱密封工艺方法
2.2.1油箱密封剂种类
油箱密封采用HM109-1、HM109-2改性聚硫密封剂和NJD-3粘接底涂。HM109-1密封剂使用其刮涂型和刷涂型, 而HM109-2只用刷涂型。
2.2.2油箱密封形式
油箱的密封形式有缝内密封、表面密封和填角。缝内密封是将刮涂型密封剂涂到结合面的某一表面上。表面密封是指在刮涂型密封剂和油箱外表面相连接的紧固件上涂敷密封剂。填角是指对缝内密封时沿边角挤出的密封胶进行修整, 去除毛边, 填补不足, 行成要求的截面形状和尺寸。填角是油箱密封的最后一道防线, 能使密封胶施用充分, 内部无空隙, 周边无尖边, 是对缝内密封存在缺陷的补充。
2.2.3油箱密封要求
为保证油箱密封, 零件制造、机翼装配都应符合三维数模要求, 满足密封剂制备和被密封表面清洁度的要求, 以及操作条件、保持时间和温度的要求。涂胶周期不应超过已调好的密封剂的活性期, 一般施工的环境条件为温度 (15~30) ℃, 相对湿度 (30~70) %。在预装配中必须保证零件间贴紧。装上工艺螺栓后检查, 零件最大允许间隙不应超过0.2mm, 在结合面圆角半径区域, 间隙可到0.5mm。在装配过程中必须严格控制零件的修配质量。对每一贴合面来说, 密封胶层厚度应为 (0.5~0.8) mm。密封涂胶后应严格控制放置时间, 放置时间应超过密封剂的一倍活性期或密封剂失去粘性。
2.2.4油箱密封方法
首先对机翼需密封结构表面除去金属屑、灰尘、毛刺, 用汽油或丙酮擦拭密封表面达到清洁度要求, 用NJD-3涂敷密封表面, 自然放置15min干燥后即可涂抹密封剂, 绝对禁止加热烘干。在机翼骨架与骨架间、骨架与壁板间结合面处涂刮涂型密封剂HM109-1, 在零件的边角处用刮涂型密封剂涂成带状 (断面为三角形) , 将刷涂型HM109-1和HM109-2密封剂涂敷于刮涂型密封剂和紧固件上, 对紧固件 (托板螺母、垫圈、螺栓头、螺母、铆钉头) 使用密封剂密封。
2.2.5油箱密封检查
机翼油箱成型后, 需对油箱的密封性进行检查, 分为油密试验和气密试验, 气密试验可在密封结束3昼夜后进行。油密试验, 密封剂要先在室温下放置24h, 再加热硫化后进行。气密试验多用于空气、空气-氟利昂混合气、氦气, 最终检测方法针对气体不同有卤素检漏和氦质谱检漏法。
2.2.6机翼油箱密封难点
(1) 结构不开敞, 密封胶涂敷不到位
机翼油箱成型后, 因为最后安装下壁板, 需对骨架与下壁板连接的紧固件进行表面密封, 并对下壁板与骨架贴合面的边缘进行填角密封, 密封工作均通过机翼油箱上壁板口盖进行, 口盖开口窄, 可操作空间小不开敞, 内部结构复杂, 给涂胶工作造成很大困扰, 很多区域目视困难, 只能通过内窥镜来进行检查, 涂胶区域很容易发生遗漏或涂胶质量不合格。
(2) 涂胶环境不达标, 涂胶后放置时间不足
涂胶环境不仅有温湿度的要求, 还必须处于无尘环境, 涂胶后必须严格控制放置时间。
(3) 油箱内挂点的表面密封
机翼油箱内挂点与骨架、壁板都存在结合面, 装配关系复杂, 需要涂密封胶安装的接触面较多, 在悬挂接头安装时, 需要锉修接头, 常见的工艺补偿为在接头与骨架壁板之间增加金属垫片, 但由于间隙不均匀, 垫片不易修合, 垫片两侧涂密封胶质量不易得到保证, 经过研究和验证, 我们更改了挂点与结构件之间的补偿方式, 在悬挂接头与壁板之间加J-190填料, 在加填料时, 预先在接头与填料间、上下壁板与填料间加聚乙烯薄膜。安装工艺螺栓, 关闭卡板, 待填料固化后, 将下壁板从型架中取出, 将挤出的填料清洗干净, 连同填料与接头一起从型架中取出后, 将填料揭起, 使填料形成一个垫片, 然后锉修接头与填料接触处, 锉修出胶层的厚度, 最后安装接头时, 在填料与壁板之间、填料与接头之间夹密封胶进行密封。
3机翼油箱密封缺陷排除
密封胶层出现膨胀、剥落、较大的气孔和压痕时, 在不损伤零件表面的前提下, 用利刃切除密封剂, 清洗后重新涂密封剂。在发现燃油渗漏时, 要更换紧固件或去除渗漏段的缝内密封剂, 重新密封。
4结束语
通过研究机翼油箱密封工艺方法, 对油箱密封要求、密封方式、密封难点进行分析总结, 。在实践中总结提高工作水平, 尽量提供更好的油箱密封工艺方法, 这样才能避免油箱漏油事故的发生。
参考文献
[1]胡琳.飞机整体油箱密封剂分析[J].航空维修与工程, 1998.
拉涨蜂窝结构用于自适应机翼 篇8
一种用埋在飞机结构元件中的压电驱动器及其他传感器来实现形状改变的拉涨蜂窝已经问世, 这种蜂窝可实现自适应机翼的轻量化、高效弯曲。这种材料具有负泊松比, 表明在伸长时, 其截面反而变宽。被埋入的传感器可执行健康监控, 蜂格尺寸可以与接收信号的波长匹配, 因而结构可以反射、吸收甚至透过雷达波。此计划有10个单位参加, 包括布里斯托尔大学、马耳他大学、埃克塞特大学、Frauenhoffer和Technion研究所。该计划始于2005年。
一种机翼刚度的简化计算方法 篇9
1 机翼模型简化
某机型高速机翼剖面的扭转中心在3号梁上, 因此沿着3号梁轴线建立机翼一维梁单元模型, 即从3号梁轴线与机身模型交点至3号梁轴线与翼稍交点之间建立梁单元, 将机翼简化为支持在机身上的悬臂梁结构, 梁单元在翼肋处分段。
2 机翼弯曲刚度计算
机翼弯曲刚度计算数学模型如图1所示。
图1中:A点为机翼3号梁与机身连接点;1～5号点为机翼3号梁与各翼肋交点;A点至1点间梁单元定义为1号梁单元, 以此类推;F1～F5为全机悬空试验中机翼上加载载荷换算至机翼3号梁与各翼肋交点处的载荷, 此参数为已知条件;L1为1号点至A点距离, Li以此类推, 此参数为已知条件;y1为1号点的挠度, yi以此类推, 此参数为已知条件, 通过试验位移测量结果得到;x为梁上任意点至A点距离;θ1为1号点的转角, θi以此类推, 此参数需求解得到。
图1所示Á悬臂梁的弯矩方程为:
式中:i为梁单元号, j为节点号。
结合挠曲线的近似微分方程[2], 对式 (1) 积分得到转角方程:
对式 (2) 积分得到挠度方程:
式 (2) 、 (3) 中:C、D为积分常数, 由边界条件确定;i为梁单元号, j为节点号。
选取1号梁单元, 其边界条件为:当x=0时, θ=0, y=0。
代入式 (2) 、 (3) 中即可计算得到C、D值。
再根据已知条件:当x=L1时, y=y1 (y1为试验位移测量结果) , 代入式 (3) 中即可计算得到1号梁单元的弯曲刚度EI1, 再代入式 (2) 计算得到1号点的转角θ1。
选取2号梁单元, 其边界条件为:当x=L1时, θ=01, y=y1。
代入式 (2) 、 (3) 中即可计算得到C、D值。
再根据已知条件:当x=L2时, y=y2 (y2为试验位移测量结果) , 代入式 (3) 中即可计算得到2号梁单元的弯曲刚度EI2, 再代入式 (2) 计算得到2号点的转角θ2。
其它梁单元弯曲刚度计算以此类推。
3 机翼扭转刚度计算
机翼扭转刚度计算数学模型如图2所示。
图2中:A点为机翼3号梁与机身连接点;1～5号点为试验中机翼位移测量点位置, 其在3号梁的投影点即为图1所示1～5号点;r1～r5为位移测量点到3号梁的距离, 此参数为已知条件;L1为1号点在3号梁的投影点至A点距离, Li以此类推, 此参数为已知条件;T1为全机悬空试验中1号点所在肋剖面以外机翼上加载载荷产生的扭矩, Ti以此类推, 此参数为已知条件。
图2所示1～5号点的位移ui和扭转角γi以及图1所示1～5号点的挠度之间存在位移协调关系:
式中, ui、yi由全机悬空静力试验位移测量结果得到, 仅扭转角γi为未知数。
根据材料力学[2]中扭转角公式, 并结合式 (4) 可以得出扭转刚度:
式中:Ipi为第i号梁单元的扭转惯性矩;G为材料的扭转模量。
4 结束语
由于各飞机结构形式不同, 可能在系留模型中采用不同的单元对机翼结构进行简化, 本文给出了一种系留模型中机翼简化为一维梁单元时机翼刚度的计算方法, 根据全机悬空静力试验位移测量结果, 采用梁单元的挠曲线近似微分方程和扭转角方程, 求解得到梁单元的弯曲刚度和扭转刚度, 此方法运用较为简单, 且行之有效
摘要：采用梁单元模拟飞机系留模型中机翼结构时, 需要给出机翼结构刚度参数。根据试验测量得到的典型局部点的位移, 采用弯曲挠度方程和转角方程计算机翼结构的弯曲刚度和扭转刚度。
关键词：机翼,挠度,转角,弯曲刚度,扭转刚度
参考文献
[1]王丹.舰载直升机系留载荷分析及优化设计研究[D].哈尔滨:哈尔滨工程大学, 2008.