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。      

复合材料机翼结构相似颤振模型的设计与实验验证

为了进行颤振实验, 依据原始金属模型, 根据结构相似方法和刚度相等的原则, 提出了基于设计元素的复合材料结构设计方法, 建立了结构缩比和复合材料结构设计软件, 并分别设计了复合材料机翼盒段和机翼模型。采用低模量复合材料制造, 进行了模态实验和风洞实验。实验结果与理论值吻合较好。设计的梁架2蒙皮复合材料机翼模型实现了结构和动力学相似, 相对于传统的蒙皮不传递载荷的梁架-维形颤振模型有了质的飞跃。      

复合材料工型梁压缩失效模式试验与仿真分析研究

复合材料工型梁是飞机舱门结构中的重要承力部件,其在压缩载荷下的失稳行为和损伤特性是工程设计中关注的要点。为了研究复合材料工型梁的压缩性能和失效模式,开展了轴向压缩试验和数值仿真计算。选取改进的Hashin准则判定层内损伤,引入内聚力胶层单元模拟层间损伤,并采用一种新的基于复合材料破坏现象的刚度退化模型对材料的性能进行折减。在模型中综合考虑了纤维扭折和翼缘侧向支撑作用对材料性能压缩失效的影响。计算得到的载荷-位移曲线、载荷-应变曲线、破坏模式以及破坏载荷均与试验结果符合较好,验证了模型的准确性。基于经试验验证后的模型,对工型梁截面进行了参数化分析,研究了长宽比、翼缘宽厚比对复合材料工型梁屈曲性能和承载能力的影响规律,为实际工程结构优化及选型提供了参考。     

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。     

基于NCF技术的RTM成型复合材料T型接头高效制造与验证

选用多层非屈曲经编织物(NCF)作为增强体, 提高了预成型体的铺覆效率及准确性, 同时根据T型接头的结构特点将其组合成工字梁形式并依此设计成型模具, 采用树脂传递模塑(RTM)成型工艺实现了复合材料T型接头的高效制造, 并对其拉伸和压缩力学性能进行了试验研究。结果表明: T型接头拉伸破坏由孔边蒙皮纤维拉断和腹板分层拉脱造成; 而压缩破坏则由腹板翻边分层屈曲和接头中部蒙皮纤维压断造成; T接头拉伸破坏载荷高于其压缩的破坏载荷。     

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。     

飞机机翼油箱晃振仿真与全尺寸试验验证

飞机飞行过程中,机翼油箱受晃振激励易发生结构破坏,造成经济损失和人员伤亡,因此,飞机适航审定有必要合理评估机翼油箱晃振响应。现行飞机适航审定基于全尺寸试验,经济代价高且费时;数值分析多考虑规则油箱开展趋势影响研究,无法有效反映非规则油箱的晃振响应。该文以某全复合材料机翼油箱为研究对象,基于VOF法和模态叠加法描述非规则油箱液体晃动和结构振动,考虑流固耦合和晃振解耦获取油箱壁面应变信息,采用最大应变准则进行机翼油箱复合材料壁面结构失效分析,开展机翼油箱全尺寸晃振试验验证数值仿真的有效性。该文给出油箱壁面应变幅值和分布随油箱载液量、晃动幅值与频率、振动幅值与频率变化的时域响应,指出晃动破坏多发生于油箱下蒙皮近翼梢侧,振动破坏多出现在油箱下蒙皮近翼根处,晃振响应由振动因素主导。该文验证了数值仿真代替全尺寸试验的可行性,并基于数值仿真和物理实验研究油箱壁面应变水平和载液量、晃动和振动激励的非线性关系,为飞机适航审定提供有效指导性意见。     

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。     

基于欧拉—拉格朗日方法的复合材料机翼前缘鸟撞模拟

复合材料大面积用于飞机结构后,其鸟撞问题变得更加突出。利用大型通用有限元程序ABAQUS,采用耦合欧拉—拉格朗日方法（CEL）对某型无人机复合材料机翼前缘的鸟撞问题进行模拟,研究了鸟体速度、密度和蒙皮铺层形式等对鸟撞动响应的影响,计算了机翼前缘填充泡沫后的鸟撞损伤,对复合材料蒙皮的鸟撞破坏机理进行了分析,所得结果对工程设计具有参考意义。     

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。     

复合材料机翼鲁棒气动弹性优化设计

针对气动弹性结构, 利用遗传-敏度混合算法开展鲁棒优化设计。以大展弦比复合材料机翼的鲁棒气动弹性结构优化设计为例验证了鲁棒设计方法的适用性和有效性, 比较了鲁棒结构优化设计与传统优化设计的区别。研究结果表明: 在设计变量存在不确定性的情况下, 考虑鲁棒性约束优化得到的结构较传统优化结构具有更好的抗干扰性; 但鲁棒性的满足是以增加结构质量为代价的, 鲁棒性要求越高, 结构增重越明显。      

Design optimization framework for tiltrotor composite wings considering whirl flutter stability

This paper constructs the design optimization framework for the composite wing of a tiltrotor aircraft based on the Korea Aerospace Research Institute (KARI) Smart Unmanned Aerial Vehicle (SUAV) TRS4 model. The present optimal design attempts to find the cross-section layout that minimizes the structural weight of a composite wing, while satisfying a series of design constraints. The framework consists of various analysis and design tools that include a 2-D beam cross-section analysis, a whirl flutter analysis, and a 3-D strain/stress analysis under the worst wing-loading case. The variation of wing sectional properties of tiltrotor aircrafts in the course of design optimization greatly affects the whirl flutter stability and shows considerable influence on the structural integrity of the wing. In the design framework, the whirl flutter stability is analysed by the nonlinear flexible multibody analysis code DYMORE and the structural integrity is investigated using a MATLAB-based 3-D strain analysis module along with the previous load analysis result. The MATLAB is used to conduct the optimization with a gradient-based optimizer and integrate all of the design and analysis tools. The nonlinear constraints associated with the aeroelastic stability and the structural integrity are also considered. For optimal design examples using the developed framework, a simplified cross-section model based on the KARI SUAV TRS4 composite wing is considered as an initial model. Design optimization examples are investigated to show the validity of the proposed framework and to illustrate the reduction of the structural weight of the composite wing. It is observed that weight reductions of wing structures by 26% and 40% are achieved, while maintaining the whirl flutter stability margins.     

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。      

基于铺层设计特征的碳纤维增强复合材料悬架控制臂结构优化

基于铺层设计特征,提出一种使用碳纤维复合材料对承载结构件进行结构优化设计的方法和流程.该方法综合考虑结构几何特征、材料铺层方式、铺层厚度及铺层角度在设计环节中的序列关系,通过几何设计空间构建、离散变量多目标优化、基于工艺可行性的最优决策等方法实现结构设计.以碳纤维增强复合材料悬架控制臂的轻量化设计为例:首先,以钢质控制臂结构为参考建立复合材料控制臂的几何设计空间;然后,以复合材料铺层便利性为原则对其进行结构设计,采用准各向同性铺层对控制臂的铺层厚度进行设计;进而,以提高控制臂刚度和1阶固有频率为目标,使用优化算法对铺层角度进行多目标优化设计;最后,以工艺可行性为约束对优化结果进行筛选并最终完成结构设计.结果表明,所设计复合材料结构具有更大的刚度和1阶固有频率,并且与钢质结构相比减重47.9%.所提出的方法能够较好地兼顾结构特征和复合材料设计要求之间的关系,为复合材料结构优化设计理论与方法的发展提供有益参考.     

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。     

Simultaneous partial topology and size optimization of a wing structure using ant colony and gradient based methods

This article presents a methodology and process for a combined wing configuration partial topology and structure size optimization. It is aimed at achieving a minimum structural weight by optimizing the structure layout and structural component size simultaneously. This design optimization process contains two types of design variables and hence was divided into two sub-problems. One is structure layout topology to obtain an optimal number and location of spars with discrete integer design variables. Another is component size optimization with continuous design variables in the structure FE model. A multi city-layer ant colony optimization (MCLACO) method is proposed and applied to the topology sub-problem. A gradient based optimization method (GBOM) built in the MSC.NASTRAN SOL-200 module was employed in the component size optimization sub-problem. For each selected layout of the wing structure, a size optimization process is performed to obtain the optimum result and feedback to the layout topology process. The numerical example shows that the proposed MCLACO method and a combination with the GBOM are effective for solving such a wing structure optimization problem. The results also indicate that significant structural weight saving can be achieved.     

Global shared-layer blending method for stacking sequence optimization design and blending of composite structures

A global shared-layer blending (GSLB) method is proposed for obtaining manufacturable stacking sequence of composite structures with blending and design rules. The method combines the traditional SLB technique with an evaluation algorithm of spatial variation of panels, where the manufacturability of laminates is enhanced by identifying and minimizing the ply-drops, and controlling the laminate transition drop boundaries. In addition, a blended design scheme is also proposed, which is achieved by using the stacking sequence table technique. A composite wing structure is selected to validate the efficiency and accuracy of the proposed method. Results show that the GSLB method can be used for generating more manufacturable designs of large-scale composite structure with multiple engineering constraints.