CJ828中央翼盒复合材料结构设计
复合材料中央翼结构构型优化设计
由蒙 皮 失 稳 条 件 ， 确 定 墙 腹 板 间 距ｂ ｓ ， 即 得 结 构 载荷 密 度 和 质 量密度 。
３ 在某新支线客机中央翼设计中应用
本文 研 究 的 中央 翼 盒段 高 度７ ３ ６ ｍｍ， 宽度１ ９ ６ ０ ｍｍ， 取许 用应 变２ ５ ０ ０ Ｖ － Ｅ， 设 计 弯矩 ５ ． ６ Ｘ １ ０ Ｎ／ ｍｍ， 载荷 密度 ３ ８ ０ ０ Ｎ ／ ｍｍ， 据图 １ 应选择 多腹板式 结构 ， 蒙皮厚度 约为１ ４ ｍｍ。 由式（ ９ ） 取 墙 间 距 ３ ９ ２ ｍｍ 用Ｎａ ｓ ｔ ｒ ａ ｎ 对 厚 度优 化得 到 厚 度 ｌ ５ ｍｍ。 有限 元结 果 为 ： 最 大拉 伸应 变２ ５ ０ ０ Ｅ Ｉ 最 大压 缩 应变 ２ ４ ６ ０ ｅ。 结 构 质量 ４ ０ ０ ｋ ｇ ， 载 荷 密度 Ｗｘ ＝９ ． ５ 。 若 采 用单 块 式 结构 ， 许 用 应 变仍 取２ ５ ０ ０ ￡， 由图 １ 得 蒙 皮 厚 度约 １ ０ ｍｍ。 据 式（ ７ ） ， 取 桁 条 间距 ２ ５ ０ ｍｍ。 桁 条 采用 Ｉ 型 截面 ， 上、 下缘 条面 积为 ３ ６ ０ ｍｍ 、 ２ ８ ８ ｍｍ 。 用Ｎａ ｓ ｔ ｒ ａ ｎ 对 蒙皮 厚 度优 化 得到 厚度 ｌ ｌ ｍｍ。 有 限元 结 果为 ： 最大 拉 伸应 变 ２ ４ ６ ０ ￡ｔ 最大 压 缩应 变 ２ ４ ８ ０ ￡。 结 构 质量４ ７ ０ ｋ ｇ ， 载 荷密 度Ｗ ｘ ＝ｌ １ ． ２ 。 用Ｎ ａ ｓ ｔ ｒ ａ ｎ
１ 设计条件 根据某新支线飞机外载荷计算报告， 机翼载荷为５ ２ ｌ ｋ Ｎ， 乘以
安全系数 １ ． ５ ， 得 极 限载 荷 。 由偶极子格网法计算得到 。 中央 翼 外 形 参数 如 下 。 Ｌ： 翼盒 长度 ・ Ｂ： 翼盒宽度Ｉ ｂ ｓ ： 梁 缘 条 宽 度／ 桁 条 间距／ 墙 间距 ｂ ｗ： 翼 盒高 度 ｌ ｌ ： 肋 间距 ｌ ｔ ｓ ： 上 蒙皮 厚度 ｌ ｔ ｗ：
CJ828复合材料水平尾翼结构初步设计与分析
［ ４ ］ 郦正能 ， 程小 全． 飞机部 件 与系统 设计 ［ Ｍ］ ． 北京： 北京
航空航天大学出版社 ． ２ ０ ０ ６ ． ［ ５ ］ 赵剑 ， 谢宗蕻 ， 刘吉成． 特征参 数对复合 材料帽 型加筋壁 板力学性能 的影响 ［ Ｃ］ ． 复合材 料 ： 创新 与 可持 续发 展 （ 下
可进行 变 厚度 的铺层 优化 设计 。
ห้องสมุดไป่ตู้
［ ７ ］ 沈真． 复合材 料 飞机 设 计许 用值 及 其 确定 ［ Ｊ ］ ． 航 空学
报， １ ９ ９ ８ ， １ ９ （ ４ ） ： ３ ８ ５ — ３ ９ ２ ．
２ ０ １ ３ Ｎ ｏ ・ １ ／ （ 季刊） 总第１ ０ ８ 期 ３ ９■ ■ — ■ ■
版社 ． ２ ０ ０ ８ ．
［ ３ ］ 杨乃宾 ， 章怡 宁． 复合材 料 飞机结 构设 计 ［ Ｍ］ ． 北京： 航
空 工业 出 版 社 ． ２ ０ ０ ２ ．
合理 ， 反映本次设计中结构元和传力路径的合理性。
２ ） 进行 了铺 层优 化 设计 的上 蒙 皮 ， 从 翼 根 到翼 梢， 应 变 幅值 各 处 基 本 一 致 。 实 现 了 等 强 度 设 计 的 预期 目标 。
册） ， ２ ０ ０ ４ ， ３ ６ （ ６ ） ： １ １ ７ — １ ２ ０ ．
［ ６ ］ 《 飞机设计手册》 总编委会 ． 飞机设计手册 第 ９册 ： 载荷 、
强度 、 刚度 ［ Ｍ］ ． 北京 ： 航 空 工 业 出版 社 ， ２ ０ ０ １ ．
４ ） 翼 梁从 翼 根 到 梢 部 ， 载荷逐渐 降低 ， 下 一 步
CJ828龙骨梁结构设计
１ 典 型 龙 骨梁 结 构
目前 ， 波 音公 司和 空 客公 司在 民用 飞机设 计方
式 结构 。 其在 中机 身 下 部 、 机 身 大 开 口的 纵 向对 称 面处 ． 起 于 中机 身 与 前 机 身 的前 对 接 框 ， 止 于 中机 身与 中后 机身 的后对 接框 ， 其结构 如 图 ２所 示 。
０ 引 言
龙骨 梁是 穿 过 飞机 机 身 中段 的 中央 翼 盒 下 方 的纵梁或 盒 型结 构 ， 是 机 身结 构 的 关键 结 构 承力 部 件， 主要 承 受 由于 机 身 纵 向 弯 曲而 产 生 的 纵 向轴
力， 以便使 载荷 的传 力 路线 从 机 身 的一 圆截 面 到另
技 术 研 究
Ｔｅ ｃ ｈ ｎ ｏｌ ｏ ｇ ｙ Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃｈ
在龙 骨 梁 的 中 央翼 盒 盒 段 上 方 ； 而 此 部 分 的乘 客 、 机组 人 员 与 客舱 设 备 以及 机 身 重 量 也 以均 布 载 荷
的形 式 （ ｑ 和 ｑ ， ） 施 加在 龙骨 梁 的各个部 位 。 ３ ． ４ 龙 骨梁 外载 计算
图 ８ 机 身 的 力 学模 型 图
根 据力 学计 算 ， 可 得 出龙 骨 梁 所受 的剪 力 和 弯
矩 情况 如 图 １ １ 所示。
３ ． ２ 机 身外载 计算 根据 力学计 算 ， 以机 头 作 为 原 点 可得 出机 身 在 垂直 对称 面 的剪力 和 弯矩情 况 ， 如 图 ９所示 。
面经验 丰富 。 其 中波 音 系列 飞 机典 型 龙 骨梁 为 双 梁 盒式 结构 ， 而空 客系 列 飞机 典 型龙 骨 梁 主要 是 铝 合 金 的盒 式结构 Ｌ ３ 』 。 １ ． １ 波 音系列 飞机典 型龙骨 梁 波 音系列 飞机 典 型龙 骨 梁 为双 梁 盒 式结 构 ． 如
一种民机水平尾翼中央翼盒结构的设计与分析
一种民机水平尾翼中央翼盒结构的设计与分析作者：史晓辉来源：《山东工业技术》2015年第07期摘要：分析了几种不同的尾翼中央翼盒结构，结合波音737德克萨斯星结构与波音787的三角盒式结构的优点，确定了一种水平尾翼中央翼盒结构方案。
对水平尾翼中央翼盒与后机身框的连接部位进行设计时，考虑了安全可靠性因素，设计了内外轴的枢轴形式。
利用CATIA三维制图软件绘制了详细的结构模型。
最后借助有限元分析软件对中央翼盒结构进行了强度分析，结果表明设计的水平尾翼中央翼盒结构满足强度和刚度要求。
关键词：水平尾翼；中央翼盒；枢轴；结构设计0 引言飞机结构中的尾翼主要包括水平尾翼和垂直尾翼，其中水平尾翼是飞机纵向平衡、稳定和操纵的翼面，垂直尾翼一般起方向安定和方向操纵的作用。
尾翼的布局一般分为普通布局、十字形布局和T形布局三种[1]。
目前较为成熟的大型民机的尾翼布局一般都采用普通布局形式。
对于飞机结构设计而言，外翼与中央翼盒结构的连接是重要环节之一，连接结构不同，传力路径也不同，对飞机的使用寿命，结构工艺都会产生重要影响[2]。
因此，水平尾翼中央翼盒结构的设计对于我国民机研制工作具有重要意义。
大型民机的水平安定面主要分为两种类型[3]：固定式和安装角可调式。
固定式是指水平安定面固定在机身或垂尾上，一旦组装完毕，其安装角就不可变。
这种类型为两个左右分开的水平安定面或由中央翼盒将左右外翼盒连接成一个整体水平安定面。
安装角可调式是指水平安定面的安装角在飞机飞行过程中可以调整。
这种类型的水平安定面一般都是通过中央翼盒将左右两部分连接成一个整体，从上个世界90年代开始，世界上有超过70%的干线客机都采用了安装角可调式的水平尾翼[4]。
安装角可调式水平尾翼的结构形式如图1所示。
中央翼盒的前端通过升降螺杆机构固定在后机身的加强框上，后端则通过枢轴与后机身加强框铰接。
驱动器驱动螺杆转动，平尾中央翼盒前端产生升降运动，使整个中央翼盒产生绕枢轴的转动，从而改变水平尾翼的安装角。
民机复合材料中央翼上壁板结构设计及优化
民机复合材料中央翼上壁板结构设计及优化作者：彭国辉来源：《科技视界》2017年第14期【摘要】复合材料在主承力结构的应用已成为民机研制的趋势，本文对中央翼上壁板提出了复合材料结构设计方案，并通过选型试验、软件分析途径进行优化设计。
同时在相同设计要求下进行了金属方案设计，得到了设计重量对比数据，为型号应用提供理论基础。
【关键词】复合材料；中央翼上壁板；优化【Abstract】Application of composite materials in the main load-carrying structure has become the trend of commercial development， put forward in this paper， the central wing wall of composite material structure design， and through the selection test， the optimal design analysis software. At the same time， the design of metal scheme was carried out under the same design requirements， and the design weight comparison data was obtained， which provided the theoretical basis for the model application.【Key words】Composite materials； Centre wing box upper pannel； Optimize1 背景介绍复合材料在民用飞机上的应用范围已经从次承力结构逐渐扩展至主承力结构，国内民机型号中已经在后机身及尾翼等主结构上使用T800级碳纤维复合材料。
活动方案之大飞机中央翼盒设计方案分析
大飞机中央翼盒设计方案分析（沈阳飞机工业（集团）有限公司辽宁沈阳 110850）摘要：中央翼盒与外翼及机身相连，承受和传递重要的飞机载荷，是中机身客舱地板的支持构件，飞机结构材料的选用决定着不同的设计方案。
下面就以采用不同材料的方案一和方案二飞机的翼盒设计对比，来展示不同的飞机设计方案。
关键词：中央翼盒；损伤容限；破损-安全；自动铺带（atl）中央翼盒由上下壁板、前后梁和中间肋组成，是机翼的主要承载结构，也是飞机油箱。
其设计要满足静强度、破损安全、疲劳、损伤容限、整体油箱等细节设计要求。
设计方案的拟定，还要综合考虑材料选用、加工工艺、装配和维修等技术。
按上述设计要求，从翼盒布局及零件结构设计方面对选用不同材料的方案一飞机和方案二飞机分别进行论证，详解不同的民用飞机设计理念。
1 材料选用方案一飞机中央翼盒为全金属结构。
方案二飞机中央翼盒为金属、复合材料混合结构，复合材料用量占中央翼盒重量的41.58%。
复合材料相较金属材料，有较好的比刚度、比强度，耐疲劳、耐腐蚀性能。
2 上、下壁板方案一飞机壁板，考虑破损-安全特性，金属制造的上壁板分成2块，采用7000系材料；下壁板选用2000系板材和型材，由前、中、后3块壁板组成，包括2个连接前、后壁板的接头。
方案二飞机壁板上、下蒙皮和t型截面长桁采用碳纤维复合材料，分别由自动铺带工艺（atl）制造，然后共固化成型。
3 前、后梁方案一飞机翼盒前梁采用组合式腹板梁，由梁缘条、腹板和立柱及对接接头和对接带板组成。
后梁采用整体梁。
其核心部分由锻件机加而成，沿翼梁展向腹板上设置止裂筋条，以提高抗裂纹的许用应力。
方案二飞机前、后梁均采用碳纤维预浸料自动铺带机制造，加筋一体共固化成型。
前、后梁均由腹板、内表面共固化的2根水平加筋、外部机械连接的4根垂直加筋组成。
翼梁采用金属结构，零件数量多，增加结构重量，材料利用率低，且损伤容限低，增加了制造和维护成本。
复合材料零件一体成型，结构型式简单，有良好的损伤容限特性。
CJ828机翼结构冲击动响应分析
第15期2016年5月No.15May ，2016作者简介：付伟（1987-），女，吉林白山；研究方向：固体力学。
CJ828机翼结构冲击动响应分析付伟1，何景武2（1.上海飞机设计研究院强度设计研究部，上海200232；2.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京100191）摘要：文章基于CJ828双通道大型宽体机的设计方案，用MSC.Patran/Nastran 有限元软件建立机翼主承力翼盒的有限元模型，对全复合材料机翼结构进行模态分析，计算结构的固有频率。
考虑飞机着陆时地面冲击荷载对机翼的影响，结合飞机设计手册，确定冲击荷载的形式，对机翼典型结构进行直接瞬态响应分析。
主要对翼尖、前梁和后梁节点进行位移响应和应力响应分析。
文章结果对实际工程中的复合材料机翼结构设计有一定的设计参考价值。
关键词：大型宽体机；机翼；模态分析；冲击荷载；直接瞬态响应分析江苏科技信息Jiangsu Science &Technology Information 0引言飞机结构在使用的过程中会受到各种各样的动载荷以及振动和噪声激励的作用，比如动力装置产生的振动及噪声激励、飞行中非平稳气动作用、附面层紊流压力脉动或急剧机动产生的各种动载荷等等。
这些振动、噪音激励及振动冲击作用的类型、强烈程度、持续时间、危害程度等不仅与相应的运动（运动形式、速度、高度、相关物体状况等）及环境有关，而且还与飞机结构本身的动态特性有密切关系。
振动和冲击导致飞机在使用过程中出现故障或事故的事例很多，这些事故往往不是由静荷载引起的。
一般地，把振动、冲击载荷对结构的作用称为结构动强度问题［1］。
而今，动强度问题已成为飞机研究和设计过程中一个尤为重要的环节。
飞机着陆撞击地面瞬间，地面给起落架的冲击荷载传递到机翼上，会对机翼产生一定的影响［2］。
基于CJ828双通道大型宽体机的设计方案，本文主要模拟的是飞机着陆时的冲击荷载对机翼结构的影响，即分析计算机翼结构受到冲击的动响应。
复合材料的襟翼翼盒结构初步设计计算探讨
复合材料的襟翼翼盒结构初步设计计算探讨复合材料在飞机结构上的应用越来越多，本文讨论了轻型飞机的复合材料襟翼的结构布局，对襟翼蒙皮、梁和肋初步设计阶段的尺寸计算考虑的因素和采用的公式及方法进行了研究和探索，为本领域相关人员提供思路。
标签：襟翼；翼盒；复合材料；初步設计；尺寸1 背景近20年来，随着复合材料生产、加工、试验技术的成熟，由于其自身的比强度、比刚度高，有利于减重的特点，尤其是碳纤维复合材料在飞机上的应用得到很大提升，波音787和空客A350复合材料的结构占比均超出了50%，国内各飞机制造商均积极投入研究复合材料在飞机上的应用。
本文探讨了初步设计阶段复合材料在轻型飞机襟翼上的应用，国内在初步设计阶段的计算方法方面的研究较少，本文并结合具体算例，对襟翼结构初步布局和襟翼翼盒结构初步尺寸的设计计算中需要考虑的因素进行了研究和探索，为本领域相关人员提供思路。
2 结构布局襟翼结构布局主要考虑以下三个方面：承载能力、成本和制造性。
襟翼结构首先要考虑发动机位置，如发动机在机翼下部，则声疲劳是决定襟翼结构的首要因素，但对于轻型飞机一般发动机不挂在机翼下方，如发动机在尾部或头部的情形，本文讨论的也是这种布局，因此本文所设计的襟翼结构不考虑声疲劳。
襟翼结构组成和机翼结构的组成类似，包含前缘部分、中部和后缘。
对于采用小展弦比翼型的轻型飞机来说，襟翼可考虑采用单梁全深度蜂窝夹芯结构，但同时考虑到襟翼运动机构往往需要增加一个后梁用于安装接头，实现与传动机构的连接。
本文讨论最常见的采用前后梁、加强肋、封闭肋、上下蜂窝夹芯壁板的结构，见图1（蜂窝芯未示出）。
2.1 梁前后梁、上下蜂窝夹层壁板、和中部肋组成襟翼中部盒体，以便承受襟翼的垂直剪力、弯矩和扭转力矩，前后梁的位置参考了Dennis HOWE的书《Aircraft Loading and Structural Layout》[1]中推荐的常规范围，前梁在16%弦长处，后梁在55%弦长处。
某型飞机复材翼盒结构设计
某型飞机复材翼盒结构设计刘杰;孔令军;黎小宝【摘要】针对某型机机翼开展复合材料结构设计,在此基础上对结构形式、材料体系、密封形式、工艺方案等方面进行综合论述,验证主承力结构复材整体化设计及制造的可行性,可为主承力复材结构的工程化应用提供参考.【期刊名称】《教练机》【年(卷),期】2016(000)003【总页数】7页(P62-68)【关键词】复合材料;机翼翼盒;整体化;结构设计【作者】刘杰;孔令军;黎小宝【作者单位】中航工业洪都,江西南昌330024;中航工业洪都,江西南昌330024;中航工业洪都,江西南昌330024【正文语种】中文以某型机机翼为对象，对金属结构改复材结构进行研究。
为综合利用现有型号工装、型架、试验设备，降低研究成本，复材翼盒整体化结构方案应保证原金属结构机翼机身对接交点、三个挂梁交点、内外前襟、后襟翼、副翼的支臂交点位置及连接形式不变，以及前襟作动器、后襟翼旋转作动器、副翼舵机的安装位置及连接形式不变，为此，开展了复材翼盒整体化结构方案设计工作。
1.1 技术要求1）相比较现有金属结构重量降低10%—15%；2）满足某型教练机最严重载荷情况下的静强度要求。
1.2 翼盒结构方案机翼翼盒的结构形式主要有梁式、单块式和多墙式。
梁式结构蒙皮很薄，一般在翼面高度较大处布置梁作为传递总体弯矩的构件，多用于翼面结构高度较大的低速飞机。
单块式结构蒙皮较厚，与长桁、梁缘条组成可受轴力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积接近或略小于梁缘条；梁与壁板形成封闭的盒段增强翼面结构的抗扭刚度；为充分发挥单块式结构受力特性，左右机翼最好连成整体贯穿机身。
多墙式结构布置较多的纵墙，蒙皮较厚，肋相对较少，根据受集中力的需要布置加强肋。
1）金属翼盒结构方案金属翼盒纵向布置5根梁，横向布置11根翼肋、4块上下整体壁板及口盖。
机翼盒段悬挂有3个外挂，分别布置在内段5肋、外段9肋及翼尖(翼尖导发架)处。
千斤顶支座布置在7肋～8肋之间靠近5梁的位置。
中央翼下壁板金属和复合材料设计方案对比
中央翼下壁板金属和复合材料设计方案对比袁新浩;葛建彪【期刊名称】《航空制造技术》【年(卷),期】2015(000)014【总页数】4页(P90-93)【作者】袁新浩;葛建彪【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院;中国商飞上海飞机设计研究院【正文语种】中文目前飞机上复合材料的应用比例已经成为衡量飞机先进性的重要标准。
复合材料具有比强度高、比刚度大、成型工艺性好及刚度方向的可设计等性能。
对于复合材料结构和金属结构在结构设计中的区别，尤其在细节设计上的介绍，较少见诸于各类学术期刊。
复材方案和金属方案在设计、制造、成本和周期等各方面都有很多差别，本文结合民用飞机中央翼下壁板的设计过程，在相同的设计依据和结构环境下，从结构设计的角度对两者进行对比。
设计依据中央翼下壁板的设计依据主要有：总体要求（包括理论外形和重量指标等）、适航条款、结构设计准则、材料选用规范、维修性可靠性、系统协调、安全性、设计载荷等。
结构环境1 中央翼结构方案民用飞机中央翼位于机身和机翼交汇处，是中央油箱的一部分，如图1所示。
展向梁式的中央翼一般由上壁板、下壁板、前梁、后梁、1号展向梁、2号展向梁和左右1号肋组成，如图2所示。
2 中央翼下壁板主要载荷下壁板由蒙皮和长桁组成，作为中央翼结构的一部分参与中央翼结构的整体受力，其承受的主要载荷如下。
（1）外翼传来的弯矩：在2.5g工况下，下壁板受拉；-1g工况下，下壁板受压。
主要通过自己的变形来平衡。
（2）外翼传来的扭矩：在下壁板表现为剪流，一部分通过1号肋和前后梁传到机身框上；另一部分传到龙骨梁。
（3）此外还有应急着陆时的油压载荷、翼下系统设备的面外载荷等。
图1 中央翼位置示意图图2 中央翼结构示意图详细方案1 复合材料下壁板方案（1）结构布置。
复合材料下壁板由1块蒙皮、15根长桁、12块连接带板、2根龙骨梁缘条组成。
普通长桁为“工”形，和展向梁连接的长桁为“T”形，如图3所示。
（2）结构选材。
复合材料夹层结构件的设计
复合材料夹层结构件的设计发布时间：2021-06-09T07:49:40.265Z 来源：《福光技术》2021年4期作者：张淼[导读] 铝面板 - 纸蜂窝夹层结构、碳纤维面板 - 纸蜂窝夹层结构、玻璃钢面板- 玻璃纸蜂窝夹层结构等。
中航工业直升机设计研究所江西景德镇 333001摘要：复合材料夹层结构是复合材料的一种特殊类型，通常是由比较薄的面板与比较厚的芯子胶接而成。
由于这种轻型结构材料具有最优比强度、比刚度、最大抗疲劳性能、表面平整光滑、吸音和隔热等优点，已在中国航空领域得到较为广泛地应用。
针对复合材料夹层结构在型号任务中的广泛应用，主要对复合材料夹层结构在某民机型号型号的设计创新做些介绍。
关键词：复合材料；夹层结构一、引言复合材料夹层结构是复合材料的一种特殊类型，通常是由比较薄的面板与比较厚的芯子胶接而成。
夹层结构实质上是由 3 种基本材料组合而成的复合材料 , 这为结构人员提供了广泛改变参数以满足设计技术指标的可能性。
目前在型号任务中最常用的为铝面板 - 铝蜂窝夹层结构、铝面板 - 纸蜂窝夹层结构、碳纤维面板 - 纸蜂窝夹层结构、玻璃钢面板- 玻璃纸蜂窝夹层结构等。
图 1 典型蜂窝夹层结构二、蜂窝夹层结构的组成蜂窝夹层结构由 3 个元件组成：1)一对薄而强的面板, 以承受轴向载荷、弯矩和面内剪力；2)厚而轻的蜂窝芯子 , 它将上、下面板隔开 , 以承受由一个面板传递到另一个面板的载荷和横向剪力；3)胶粘剂, 它能将剪力传递至蜂窝芯子并由蜂窝芯子传递给面板。
2.1面板材料面板的主要功能是提供要求的轴向弯曲和面内剪切刚度 , 以承受轴向弯曲和面内剪切载荷, 在夹层结构中, 面板常用碳纤维单向带或织物或玻璃布, 也有采用金属铝合金面板等, 面板的选择按实际使用要求选定。
2.2蜂窝芯子材料蜂窝芯子形状主要采用正六边形。
航空结构中的蜂窝芯子材料一般采用铝蜂窝芯子、Nomex 纸蜂窝芯子。
选择蜂窝芯子材料必须满足以下要求：密度低，有足够的强度和刚度；胶接性能好；与面板的电性能相匹配，避免电偶腐蚀；工艺性能良好，价格低。
复合材料机翼盒段的设计、模态分析和试验
复合材料机翼盒段的设计、模态分析和试验随着第三代以及新一代先进歼击机的研制，机翼柔度越来越大，重量越来越轻，颤振边界离飞机包线越来越近。
某机翼模型根据相似理论设计，按1：7的比例进行缩比，并考虑风洞因子的作用，导出刚度比为1：122500，采用金属材料已不可能制造出缩比模型，必须研制一种低模量的材料，寻找新的结构相似颤振模型的设计、制造方法。
本文见复合材料设计技术与结构相似设计结合，将研制出的低模量复合材料，应用与复合材料机翼盒段模型的设计制造。
采用由特种纤维毡与树脂制成的低模量复合材料，其拉伸模量在4Gpa左右，设计、制造机翼盒段模型，对其进行模态分析，并进行了模态分析，验证了设计方法的正确性，为解决在低速风洞中实现高速飞机机翼颤振试验的技术问题奠定了基础。
1 机翼盒段的设计与模态分析盒段是机翼模型上的一部分，它的结构及几何尺寸如图1所示，按机翼的结构形式，设计梁、肋、蒙皮同时模拟飞机的外形和刚度分布，机翼的受力形式和传力路线都与真实结构相似。
盒段的设计依据是刚度等代设计，用复合材料层合板结构取代原来的各向同性金属结构并保证复合材料结构取代原结构时的结构刚度相等，为保持结构和传力的相似，机翼盒段由3根梁、5根肋和上下蒙皮组成，中间梁为工字型。
两边为槽型，中间3根肋为工字型，前后为槽型。
以承弯刚度和扭转刚度相似为依据，进行刚度等代设计，即保证复合材料结构与原金属结构缩比模型的EI和相等，它们分别表征截面的承弯刚度和抗扭刚度，其中，E为材料的杨氏模量；I为截面的轴惯性矩；Ω为闭室截面面积的两倍；s为沿闭室的自然坐标；G为材料的剪切模量；t为材料厚度。
图1 盒段及在机翼上位置（单位：mm）为了和真实结构的质量相似，在盒段上附加配重，配重分布如图2所示，根据刚度相似和质量相似的计算，建立有限元模型，进行模态分析，为了检验质量变化对模态的影响，建立了2个有限元模型，使用了2种不同的配重方案，相应的试验盒段也完成了2个，分别称作盒段1和盒段2.图2 模型的集中质量分布（单位：g）2 机翼盒段的制造根据刚度相似和质量相似的分析接偶，采用研制出的低模量复合材料，制造试验所需的2个盒段。