宽体客机机身框段适坠性能有限元仿真分析
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法随着飞机工业技术的发展，飞机设计越来越复杂，对飞机机身的结构设计需求也越来越高。
有限元建模作为飞机结构设计中不可或缺的一部分，对提高飞机结构设计的精度和效率具有重要的作用。
本文将介绍飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法。
一、准备工作在进行飞机机身的有限元建模前，需要提前准备一些工作，如准确的CAD模型、工程技术数据、设计要求等。
这些准备工作的实施对后续有限元建模至关重要。
二、建立模型进行飞机机身有限元建模的第一步是在CAD模型基础上建立模型。
在建立模型的过程中，需要根据飞机结构的实际情况，选取合理的几何单元，如线、平面、体等，对飞机机身进行离散化。
此外，为保证有限元模型的精度和稳定性，建模过程中还需要对模型进行合理的网格划分和调整。
三、选择元素在进行有限元建模前，需要根据实际情况选择合适的有限元元素。
一般而言，飞机机身中常用的有限元元素有线性四面体元、线性六面体元、线性八面体元等。
选择合适的元素类型对于提高有限元模型的精度和可靠性至关重要。
四、添加边界条件在进行有限元计算时，需要将边界条件加入到模型中以模拟实际情况。
常见的边界条件包括约束和荷载。
在添加边界条件时，需要根据设计要求和实际技术数据进行选取和定义，以保证有限元模型的合理性和可靠性。
五、生成网格在完成模型的参数设置后，需要对模型进行网格生成。
这一步操作的目的是将模型转化为有限元模型。
HyperMesh有限元建模软件中提供了自动或手动网格生成功能，用户可根据自己的需求选择适当的功能。
六、模型修正完成有限元模型网格生成后，需要对模型进行修正。
模型修正的主要目的是进一步提高模型的精度和可靠性。
修正步骤包括减少网格的扭曲度、优化网格的质量、消除网格冲突等。
七、有限元计算利用有限元软件对飞机机身进行有限元计算，以获得机身在真实工况下的应力、位移、变形等数据。
计算过程中，需要注意计算参数的设置和算法的选择，以保证计算结果的准确性和可靠性。
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法一、确定建模范围在进行飞机机身的有限元建模之前，首先需要确定建模的范围。
飞机机身通常由多个部件组成，包括机身前部、机身中部和机尾等部分。
在确定建模范围时，需要考虑到飞机机身的整体结构，包括飞机机翼的连接部分、机身外壳和内部结构等。
通过对飞机机身整体结构的分析，确定需要建模的部件和结构范围。
二、准备几何模型在进行飞机机身的有限元建模之前，需要准备好飞机机身的几何模型。
几何模型可以通过CAD软件绘制或者从飞机设计图纸中获取。
对几何模型进行几何清理和几何修复，确保几何模型的准确性和完整性。
通过准备好的几何模型，可以为后续的有限元建模工作提供良好的基础。
三、划分网格在使用HyperMesh进行飞机机身的有限元建模时，需要对几何模型进行网格划分。
网格划分是将几何模型划分为多个有限元单元，用于后续的有限元分析。
通过合适的网格划分，可以保证有限元模型的精度和计算效率。
在进行网格划分时，需要考虑到飞机机身的复杂结构和载荷情况，合理划分网格，确保有限元模型的精度和可靠性。
四、设定边界条件在进行飞机机身的有限元建模时，需要为有限元模型设定合适的边界条件。
边界条件是指约束和载荷条件，包括固定约束、弹簧约束、荷载约束等。
通过设定合适的边界条件，可以模拟飞机机身在实际工作中的受力情况，进行合理的有限元分析。
五、进行有限元分析在完成飞机机身的有限元建模后，可以进行有限元分析。
有限元分析是通过有限元模型进行载荷和应力分析，评估飞机机身的结构性能。
通过有限元分析，可以分析飞机机身的应力分布、振动特性和疲劳寿命等，为飞机机身的结构优化提供重要的参考。
六、优化设计在进行有限元分析后，可以根据分析结果对飞机机身进行优化设计。
通过分析有限元分析结果，可以发现飞机机身的结构强度和刚度等方面的问题，对飞机机身进行局部结构优化或整体结构优化，提高其结构性能和安全性。
七、验证与验证在完成飞机机身的有限元建模和优化设计后，需要进行验证与验证。
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法飞机机身的有限元建模是飞机设计与分析的重要环节之一。
在飞机机身的有限元建模中，需要考虑到飞机结构的复杂性、载荷情况以及材料的力学性能等因素。
本文将介绍飞机机身有限元建模的规划方法，包括预处理、单元划分、边界条件设置和后处理等环节。
希望对读者在飞机机身有限元建模中起到一定的指导作用。
飞机机身有限元建模的规划方法可以分为以下几个步骤进行：1. 预处理阶段：预处理阶段主要是准备工作，包括导入几何模型、修剪几何模型、建立坐标系和单位等。
在导入几何模型时，需要将飞机机身的三维几何模型导入到有限元建模软件中，通常使用STL或者STEP等文件格式。
修剪几何模型主要是根据有限元网格所需的节点和单元位置来进行修整，使得几何与有限元网格一致。
建立坐标系和单位是为了方便后续分析过程中的数据处理和结果分析。
2. 单元划分阶段：在单元划分阶段，需要将飞机机身的几何模型划分为有限元网格。
常见的有限元单元包括三角形单元、四边形单元和六面体单元等。
在单元划分时，需要根据飞机结构的几何特征和载荷情况来选择合适的单元类型和单元尺寸。
需要注意单元划分的密度，即单元的数量与飞机结构的复杂度和计算成本之间的平衡。
3. 边界条件设置阶段：在边界条件设置阶段，需要为飞机机身的有限元模型添加边界条件。
边界条件包括约束条件和载荷条件。
约束条件主要是限制结构的自由度，主要有固定支撑、弹簧支撑、几何限制和摩擦限制等。
载荷条件是指施加在飞机机身上的外部载荷，主要有重力载荷、气动载荷和外部冲击载荷等。
边界条件的设置需要根据实际工况和设计要求来进行选择和确定。
4. 后处理阶段：在后处理阶段，需要对飞机机身的有限元模型进行结果分析和结果处理。
结果分析包括应力分析和变形分析，可以通过有限元软件进行计算并输出结果。
结果处理主要是对结果数据进行可视化和表达，常见的处理方式包括生成应力云图、变形云图和路径绘制等。
飞机机身有限元建模的规划方法可以根据不同的要求和实际情况进行灵活调整和改进。
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法飞机机身是飞机结构的重要组成部分，其设计和建模是飞机设计和制造的重要环节。
有限元建模是一种广泛应用于工程领域的数值分析方法，可以对复杂结构进行准确的建模和分析。
本文将介绍飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法。
一、建模前的准备在进行飞机机身HyperMesh有限元建模之前，需要做好一些准备工作。
首先需要获取飞机机身的相关设计图纸和参数，包括飞机机身的尺寸、结构形式、材料等信息。
其次需要对有限元建模的具体要求进行规划，确定建模的目标和范围，以及建模所需的精度和准确度。
还需要进行准备工作，包括创建相应的工程文件夹和命名规范，对建模所需的软件和工具进行准备和安装，以及确定建模的流程和方法。
二、建模的流程和方法1.导入飞机机身的设计图纸和参数，包括飞机机身的主要结构参数和尺寸、材料力学性能参数等信息。
2.进行几何建模，利用HyperMesh软件中的几何建模工具对飞机机身的主要结构进行建模。
可以采用自动建模或手动建模的方式，根据设计要求和精度要求进行相应的调整和修正。
4.进行材料属性的分配，将飞机机身所用材料的力学性能参数进行分配。
利用HyperMesh软件中的材料属性分配工具，对飞机机身的材料进行相应的属性分配，确保建模的准确性和真实性。
5.进行约束和载荷的设置，对飞机机身的约束条件和操作载荷进行相应的设置。
可以根据飞机机身的实际工作条件和环境要求进行相应的设置，确保建模的真实性和可靠性。
6.进行网格优化和修复，对建模后的网格进行优化和修复。
利用HyperMesh软件中的网格优化和修复工具，对建模后的网格进行相应的优化和修复，保证建模的准确性和稳定性。
7.进行有限元分析，利用有限元分析软件对飞机机身进行有限元分析。
可以采用不同的有限元分析方法和求解器，对飞机机身的结构和性能进行分析和评价，以及对飞机机身的设计进行验证和优化。
三、建模的优化和验证在完成飞机机身HyperMesh有限元建模后，需要进行相应的优化和验证。
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法随着航空工业的快速发展，飞机机身设计中所涉及的复杂性也越来越大，对有限元建模技术提出了更高的要求。
为了解决这一问题，需采用数字化设计分析技术，将有限元建模技术应用在飞机机身设计中，为飞机的结构设计和性能评估提供可靠的技术手段。
飞机机身有限元建模的规划方法对于飞机设计和制造具有重要意义。
有限元建模是利用有限元分析方法将复杂结构物体离散为有限个基本单元，通过对单元的应力、应变、位移和变形进行计算分析来研究结构物体的受力和变形规律。
飞机机身作为飞机的重要组成部分，其结构设计对于飞机的性能、安全等方面都具有至关重要的作用。
采用有限元建模技术对飞机机身进行建模分析，可以为飞机机身的合理设计与改进提供重要的技术支持。
在进行飞机机身有限元建模的规划方法中，需要涉及到以下几个方面的内容：一、建模前的准备工作1. 了解飞机机身的设计要求和要求在进行有限元建模之前，需要对飞机机身的设计要求和要求进行充分了解。
这包括飞机的使用环境、受力情况、结构和材料要求等。
通过充分了解飞机机身的设计要求和要求，可以为后续的有限元建模提供合理的参考依据。
2. 选择合适的建模软件在进行飞机机身的有限元建模之前，需要选择合适的建模软件。
一般来说，现在常用的有限元建模软件有HyperMesh、ABAQUS、ANSYS等。
针对不同的建模要求和需求，需要选择适合的建模软件来进行有限元建模。
3. 构建合适的建模几何模型在进行有限元建模之前，需要构建合适的建模几何模型。
这需要对飞机机身的结构进行合理分解，将其离散为有限个基本单元。
在构建几何模型时，需要考虑到飞机机身的复杂性和结构特点，合理选择建模单元和建模方法，以确保建模的准确性和可靠性。
二、建模过程中的技术要点1. 选择合适的有限元单元在进行飞机机身的有限元建模时，需要选择合适的有限元单元。
为了能够较为准确地反映飞机机身的受力和变形情况，需要选择适合的有限元单元类型和参数设置。
民用飞机机身舱段的适坠性数值仿真分析
29民用飞机机身舱段的适坠性数值仿真分析摘 要：以民用飞机典型机身舱段下部结构为研究对象,建立了结构坠撞有限元模型,利用Pam-Crash软件进行了结构能量吸收特性仿真分析，得到机身舱段的变形、零组件吸能情况及座椅滑轨处的加速度计算结果。
分析结果显示飞机在9m/s 的垂直速度撞击地面时，原机身结构设计乘员处的过载超过了人体加速度的耐受极限，不满足垂直撞击适坠性要求；而加装副框缘后的机身结构，乘员处的过载在人体可承受的加速度范围内，地板以上的生存空间不小于原来空间的85%，更改后的机身舱段结构设计满足垂直撞击适坠性要求。
关键词：民用飞机；机身舱段；适坠性；数值仿真中图分类号：V223+.2 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2015）03-0029-05王琛*，姚雄华中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089飞机在飞行过程中一旦发生坠机事故，将严重威胁乘员的生命安全。
虽然适航标准尚未对民用飞机的适坠性做出明确的条款规定，但现代民用飞机已将适坠性作为安全性设计的一个重要方面[1]。
为了提高坠机事故中乘员的生存率,飞机结构应当具备良好的适坠性,将乘客的冲击过载限制在人体所能承受的范围内，并保证乘员具有足够的生存空间。
飞机在发生轻度坠撞时，以一定的速度撞击地面，机身下部结构将发生变形、破损，可以吸收一部分撞击能量，其余能量将穿过地板向上传递。
若向上传递的能量超过乘员身体的最大承受能力，将造成乘员伤亡。
因此，机身的下部结构设计对适坠性至关重要。
国内外有许多学者开展了民用飞机适坠性理论与应用研究，取得了不少的成果，波音公司还专门针对B737飞机机身舱段完成了适坠性试验，国内也开展了相应的试验研究。
一般来讲，应当通过试验来验证结构设计是否满足适坠性要求，然而由于试验成本高，风险大，所以通常大多采用软件仿真分析的方法来验证。
Pam-Crash 软件主要采用Lagrange 算法，十分适合处理大位移、大旋转、多接触面的冲击碰撞问题及流固耦合问题。
飞机机身结构的模态分析与优化设计
飞机机身结构的模态分析与优化设计随着民用航空业的飞速发展，航空器的结构设计也得到了极大的改善。
飞机机身结构作为飞机重要的组成部分，其优化设计与模态分析对于飞机的安全性、舒适度、减少疲劳损伤以及航空器加速度降低等方面都有极为重要的影响。
因此，这篇文章将介绍飞机机身结构的模态分析与优化设计，以促进航空器的发展。
一、机身结构的模态分析在机身结构设计中，模态分析是非常重要的步骤。
模态分析是指对一种结构在一定的边界条件和外荷载作用下，研究其自由振动频率、振型以及对外部激励的响应情况。
模态分析的结果可以用来指导设计工作和预测结构运行和安全。
1、有限元法在模态分析中，有限元法是一种广泛使用的方法。
它可以将结构离散化成各种复杂的形式，如单元板、单元梁、单元壳体等，用矩阵方法求解复杂结构的振动特性。
有限元法具有计算精度高、处理能力强和适用范围广等优点，在机身结构的模态分析中的使用也是十分广泛。
2、振型及频率分析模态分析时，振型及频率是求得的主要指标之一。
振型是指结构在自由振动时的振动状态。
在模态分析中，振型可以描述结构运动的特点，用于确定结构的刚度和几何形状，通过振型的分析可以了解结构的哪些部位较为关键，以便进行后续的优化设计。
频率是指结构在自由振动状态下所具有的振动周期。
在模态分析中，频率越高，表示结构越容易发生共振或者很容易出现破坏，因此，频率的分析为航空器的设计提供了参考和依据。
3、模态优化模态优化是指通过对机身结构进行振动模态分析，找到机身结构的主要振动模态和对应频率，从而进行优化设计。
模态优化设计可以减少机身结构共振的可能性，从而避免机身结构发生破坏，保证飞机安全飞行。
二、机身结构的优化设计机身结构的优化设计是对航空器机身设计的一个重要环节。
通过对机身结构的优化设计，可以提高航空器的性能和安全水平。
具体的优化设计包括如下方面。
1、结构的减重结构的减重是对机身结构的安全性能、效率和可靠性都有极高的要求。
在设计机身结构时，减轻重量可以增加载荷能力、降低阻力、减轻燃料消耗等。
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法飞机机身的有限元建模是飞机设计中非常重要的环节之一。
通过有限元建模可以对飞机机身的结构进行分析和优化，从而提高飞机的强度和稳定性，确保飞行安全。
飞机机身的有限元建模可以分为以下几个步骤：1. 数据准备：首先需要收集飞机机身的相关设计数据，包括机身的外形尺寸、材料属性等。
还需要了解飞机机身的工艺要求和设计限制，以确保建模的准确性和合理性。
2. 模型划分：根据飞机机身的特点和设计要求，将机身划分为各个子区域。
常用的划分方法有面划分和线划分等。
划分子区域的目的是为了更好地对机身进行建模和分析。
3. 网格生成：根据划分的子区域，使用HyperMesh软件生成机身的有限元网格。
在生成网格的过程中，需要考虑机身的复杂几何形状和结构特点，合理选择网格的密度和精度。
4. 材料定义：根据飞机机身的设计要求和材料属性，为每个子区域定义相应的材料特性，包括材料的弹性模量、泊松比、密度等。
材料定义的准确性和合理性对后续的分析结果有重要影响。
5. 约束和加载：根据飞机机身在实际工作中所承受的约束和加载条件，为模型定义相应的边界条件。
常见的约束包括固定边界和约束边界等，常见的加载条件有压力加载、重力加载等。
6. 模型检查和修正：完成有限元模型的建立之后，需要对模型进行检查和修正，确保模型的准确性和合理性。
常见的检查方法包括网格质量的评估、边界条件和材料定义的检查等。
7. 分析和优化：在模型检查和修正之后，可以进行静力学分析、动力学分析等，通过对模型进行优化，提高飞机机身的强度、刚度和稳定性。
常用的优化方法有拓扑优化、形状优化等。
飞机机身的有限元建模是一个复杂而关键的过程，需要综合考虑飞机设计的各个因素和要求。
合理的建模方法和准确的建模结果可以为飞机的设计和改进提供重要的参考和支持。
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法随着飞机技术的进步，为了提高飞机的性能和安全性，有限元分析成为了飞机设计中不可或缺的一部分。
在飞机机身的有限元建模中，HyperMesh是一款常用的建模软件。
下面将介绍飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法。
一、准备工作在进行飞机机身HyperMesh有限元建模之前，需要进行一些准备工作。
1. 收集设计要求和相关技术资料：了解飞机的结构和技术要求，包括飞机的几何形状、材料性能和载荷等信息。
2. 确定建模范围：根据设计要求，确定需要建模的飞机机身的范围，包括飞机的长度、截面形状等。
3. 准备CAD模型：如果已经有了飞机的CAD模型，可以直接导入HyperMesh进行建模；如果没有CAD模型，可以通过其他方法（例如手工或3D扫描）获取飞机的几何形状。
二、建立有限元模型在进行飞机机身HyperMesh有限元建模时，可以按照以下步骤进行：1. 导入CAD模型：将准备好的CAD模型导入HyperMesh软件中。
2. 拆分单元：根据飞机的实际结构，将整个机身分割成一个个小的单元，例如飞机的横向和纵向框架。
3. 创建节点：在机身的每个单元的角点（节点）处创建节点，可以根据需要调整节点的密度。
4. 连接单元：根据实际情况，将节点连接成单元，例如将多个节点连接成三角形或四边形的有限元单元。
5. 分配材料属性：根据材料性能和要求，对每个有限元单元分配材料属性，如弹性模量、泊松比、密度等。
6. 生成网格：通过网格划分算法，生成机身的网格，即将有限元单元划分成有限元网格。
7. 检查和修复错误：检查有限元模型是否存在错误，例如节点的连接是否正确，是否存在孔洞等，并进行相应的修复。
8. 导出模型：将建立好的有限元模型导出到其他有限元分析软件（如Nastran、ANSYS 等）进行后续分析。
三、参考和优化在进行飞机机身HyperMesh有限元建模时，可以参考已有的飞机模型进行优化。
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法飞机机身是一个复杂的结构，其有限元建模需要经过一系列规划方法来确定建模方案。
以下将介绍飞机机身有限元建模的规划方法。
飞机机身的有限元建模需要对整个飞机进行几何建模。
通过使用三维CAD软件，将飞机的外形进行建模，并进行必要的几何修正，以确保建模准确。
在几何建模过程中，需要考虑飞机机身的整体结构和外形，包括机身段的连接方式、机身的曲线形状等。
接下来，需要将几何模型导入到HyperMesh软件中进行有限元建模。
这个过程包括创建有限元网格、选择适当的单元类型和网格密度，以及设置边界条件和加载。
在创建有限元网格时，可以使用HyperMesh的自动网格划分功能，对整个模型进行自动划分，或者手动对重要部分进行细致划分，以确保模型的精度和计算效率。
在有限元建模过程中，需要选择适当的单元类型。
对于飞机机身来说，常用的单元类型包括六面体单元和四面体单元。
在选择单元类型时，需要考虑到模型的几何形状和应力分布情况，以及计算时间和计算资源的限制。
在设置边界条件和加载时，需要考虑到飞机机身的使用环境和加载条件。
边界条件包括固支和约束条件，用于限制机身的自由度。
加载包括静力加载和动力加载，用于模拟飞机机身在飞行和地面运行时的受力情况。
通过设置适当的边界条件和加载，可以准确模拟飞机机身的工作状态和受力情况。
在建立有限元模型后，需要进行计算和分析。
通过使用有限元分析软件，可以对飞机机身的应力分布、刚度、振动特性等进行分析和评估。
在计算和分析过程中，需要关注模型的准确性和计算效率，在保证计算结果准确的前提下，尽可能减少计算时间和计算资源的消耗。
需要对有限元模型进行验证和优化。
通过与实验数据的比较，可以验证有限元模型的准确性和可靠性。
在模型验证的基础上，可以对模型进行优化，包括减少模型的节点数、改善模型的形状和材料分布等，以提高模型的计算效率和准确性。
飞机机身的有限元建模需要经过几何建模、有限元网格划分、边界条件和加载设置、计算和分析、模型验证和优化等一系列规划方法。
直升机起落架抗坠毁性能的有限元仿真评估1
( 3) 摇臂转动的模拟 在轴线上布置公共节
点以形成铰链 , 周围元素的模量适当提高以保证 力的传递 , 而又不影响固有的变形模式 。 ( 4) 边界条件 轮毂和轮轴外表面一组节点 构成接触面 , 壳单元节点构成目标面 , 它们形成撞 击过程中的面接触 , 并给出摩擦系数 。 ( 5) 初始条件和外载 以坠毁速度为初速度 加到起落架和机身的所有节点上 , 重力加速度 g 作为外载荷也加到这些节点上 。
( Department of Aircraft Design and Applied Mechanics , Beijing University of Aeronautics & Astronautics , Beijing 100083 , China)
摘 要 : 建立了直升机起落架抗坠毁有限元模型 ,模拟硬着陆和坠毁过程 ,以考察起落架在坠毁事故发生时 的吸能能力 。有限元建模使用真实的几何模型 ,用一个虚拟的框架代替机身把起落架连接起来 ,全机质量折 算为减缩质量并分布到该框上 。缓冲器用弹簧 — 阻尼器单元替代 ,其参数由性能曲线给出 。使用非线性瞬态 动力学的显式解法求解冲击问题 。对两种情况进行了仿真 : 分别以 610m/ s 和 1012m/ s 的垂直速度撞击地 面 。坠毁实验表明仿真结果与实验结果具有较好的一致性 。 关键词 : 抗坠毁 ; 直升机 ; 起落架 ; 有限元法 ; 仿真 中图分类号 : V266 ;O242121 文献标识码 : A
第 24 卷
40ms 动能从最大值下降到几乎为零 ,然后以很小 的幅度上升 , 最终趋于完全衰减 ; 图 2 ( b) 中曲线
名称
破坏 应力
/ MPa 1960 520 1680
直升机抗坠毁仿真技术现状_发展与工程实例浅析
直升机抗坠毁仿真技术现状、发展与工程实例浅析宫少波温永海哈尔滨飞机工业集团有限责任公司飞机设计研究所，哈尔滨150066摘要当前的国内外军标和适航条例都制定了强制性直升机抗坠毁条款，这意味着直升机必须进行抗坠毁设计。
传统抗坠毁设计模式依赖大量的物理试验，费时费力，研制投入高，研制周期长。
直升机抗坠毁数字仿真技术可以突破传统设计模式，减少、简化或替代物理试验，实现设计、试验等各方面的根本性变革，最大限度地规避研制风险，缩短研制周期，节省研制经费，提高设计效率和质量，促进直升机抗坠毁设计技术和手段的发展。
国外在70年代初相继开发了抗坠毁仿真软件并广泛应用于型号研制中，国内从80年代起进行了抗坠毁仿真的基础性研究，但尚未建立起系统的抗坠毁仿真平台，缺乏工程应用经验。
伴随着仿真技术的反展，采用高度非线性瞬态冲击动力学软件（如DYTRAN、DYNA、CRASH等）模拟坠撞过程，是直升机抗坠毁仿真技术的发展趋势。
针对国内直升机型号研制中对抗坠毁仿真技术的迫切需求，本文探讨直升机抗坠毁数字仿真系统项目建设的基础条件和可行性，提出了项目建设的初步方案。
结合某型号工程应用实例，以瞬态冲击动力学软件MSC.Dytran为仿真平台，进行某型机机身底部吸能结构的抗坠毁数字仿真探索研究，对仿真结果进行了分析，给出了相应的仿真结论。
关键词直升机抗坠毁仿真有限元非线性1 引言直升机具有长时间空中悬停、垂直起降、低空低速飞行、机动灵活等特点，用途广泛。
直升机的应用已渗透到了国防建设和国民经济的众多领域，并逐渐发挥出越来越大的作用。
与此同时，直升机的安全性问题日益凸现，成为人们密切关注和研究的焦点。
美国1991～1996年民用直升机事故和航班事故对比的研究结果显示，民用直升机事故率和死亡人数是航班事故数和死亡人数的10倍。
直升机事故率高的主要原因，一方面是由于直升机自身特有的结构特点。
直升机旋转部件多，载荷复杂，旋翼和尾桨的交变载荷易导致直升机振动并产生疲劳破坏。
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法作者：何明松来源：《科技视界》2020年第11期摘要作为有限元仿真的基础，CAE网格的简化形式和质量对计算结果的准确性十分重要。
本文描述了飞机整体部段模型和详细模型的简化和检查方法，可供有限元建模时参考使用。
关键词CAE;网格简化;网格质量中图分类号： TP391.41 ; ; ; ; ; ; ; ; ; ; ;文献标识码： ADOI：10.19694/ki.issn2095-2457.2020.11.0601 整体有限元建模整体有限元模型一般用在方案布局迭代设计时的强度估算和详细分析时的载荷传递。
依据三维模型建立CAE整体模型时，可如下简化：a）网格的节点位于理论外形上，框平面和长桁轴线的交点处。
相邻的框和长桁间形成一个四边形或则三角形网格。
b）机身蒙皮主要承受面内的张力和剪力，将蒙皮简化为二维单元。
c）框考虑承受框平面内的弯曲。
框缘简化为梁元，其剖面型式及尺寸用框实际剖面确定;框腹板简化为壳元，厚度取实际腹板厚度。
d）长桁考虑只受拉压应力，故简化为杆元，其剖面积选取长桁实际面积。
2 细节有限元建模处理正确且质量良好的细节有限元模型才能正确反映结构设计细节，求解得到正确的位移、应力结果。
细化有限元建模可参考如下：几何清理：尽量在CAD软件中建立高质量的三维数模，减少导入前处理后所需的几何清理工作量。
抽取中面：由于飞机大部分的零部件为薄壁结构，采用壳单元建模既能保证计算精度，又能控制计算规模。
抽取中面后应仔细检查并进行修补，确保中面连续并位于中间位置，也可后续于中间位置手工创建单元。
网格划分：单元尺寸的确定既要考虑各个细节，也要考虑单元总数和计算规模。
单元类型要尽量选择四边形单元和六面体单元，才能保证足够的计算精度。
铆钉处理：当单元尺寸大于三倍铆钉直径以上时，不需要对铆钉进行细化处理，可直接生成CWELD单元。
如果需要建出铆钉（或螺栓）细化模型，需在孔周边增加至少六个四边形单元，然后通过CWELD或者梁单元进行模拟。
直升机起落架抗坠毁性能的有限元仿真评估
直升机起落架抗坠毁性能的有限元仿真评估
罗漳平;向锦武
【期刊名称】《航空学报》
【年(卷),期】2003(024)003
【摘要】建立了直升机起落架抗坠毁有限元模型,模拟硬着陆和坠毁过程,以考察起落架在坠毁事故发生时的吸能能力.有限元建模使用真实的几何模型,用一个虚拟的框架代替机身把起落架连接起来,全机质量折算为减缩质量并分布到该框上.缓冲器用弹簧-阻尼器单元替代,其参数由性能曲线给出.使用非线性瞬态动力学的显式解法求解冲击问题.对两种情况进行了仿真:分别以6.0m/s和10.2m/s的垂直速度撞击地面.坠毁实验表明仿真结果与实验结果具有较好的一致性.
【总页数】4页(P216-219)
【作者】罗漳平;向锦武
【作者单位】北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系,北京,100083;北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系,北京,100083
【正文语种】中文
【中图分类】V266;O242.21
【相关文献】
1.直升机抗坠毁起落架技术研究 [J], 季茂龄
2.直升机抗坠毁试验假人胸部动力学性能的仿真研究 [J], 戢敏;雷经发;周立华;袁中凡
3.直升机抗坠毁试验假人下肢动力学性能的计算机仿真研究 [J], 戢敏;雷经发;廖俊必;袁中凡
4.跪式起落架在武装直升机坠毁过程中能量吸收能力研究(Ⅰ)——数值仿真计算[J], 杨嘉陵;吴卫华;赵岩;涂展春;郭光海;胡茂和
5.直升机抗坠毁仿真软件现状研究 [J], 邓宏钟;李季;廖良才
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飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法
飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法为了设计和分析飞机机身的结构，使用有限元方法建立精确的有限元模型至关重要。
有限元模型可以用于预测机身在加速、负载和其他外部环境条件下的应力和变形以及研究飞机的破坏模式。
在这篇文章中，我们将介绍飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法。
第一步是确定建模的目标和要求。
这一步是制定计划的起点，根据设计和分析的目标确定建模的要求。
预测机身的静态和动态载荷响应，研究机身在不同温度和湿度条件下的变形，或者研究机身的破坏特征。
建模的目标和要求将决定建模过程中所要考虑的因素和参数。
第二步是收集飞机机身的几何数据。
几何数据是建立有限元模型的基础，包括机身的外形和尺寸。
这些数据可以从飞机的设计图纸、CAD模型或测量数据中获取。
在收集几何数据的过程中，应该尽量保持数据的准确性和完整性，以提高模型的精度。
第三步是选择适当的有限元单元。
有限元单元是有限元模型的基本单元，决定了模型的网格密度和计算效率。
对于飞机机身的建模，常用的有限元单元包括四面体单元、六面体单元和棱柱单元。
根据建模目标和要求选择适当的有限元单元。
第四步是网格划分。
网格划分是将几何数据分割成有限元单元的过程。
在划分网格时，应该尽量避免出现扭曲和畸变的单元，并且在重要的结构区域和应力集中区域增加网格的密度。
合理的网格划分可以提高模型的计算精度和计算效率。
第五步是为建模过程设置材料和边界条件。
材料和边界条件是模型中的重要参数，可以影响模型的响应和结果。
材料参数包括材料的弹性模量、屈服强度和断裂韧性等，边界条件包括约束和加载条件。
在设置材料和边界条件时，应该根据实际情况进行合理的假设和简化，并且根据建模的目标和要求进行验证和校准。
第六步是进行有限元分析。
有限元分析是模型的核心部分，通过对模型施加外部加载和计算应力和变形等响应。
在有限元分析过程中，应该根据建模的目标和要求对模型进行适当的调整和优化，以获得准确和可靠的分析结果。
民用飞机机身段适坠性数值仿真分析
2020年第2期总第137期2020 No. 2Sum No. 137民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design & Researchhttp : //myfj. cnjoumals. com myfj_sadri@comae, cc (021)20866796DOI ： 10.19416/j. enki. 1674 -9804.2020.02.010民用飞机机身段适坠性数值仿真分析陈彦达"范振民2李军I（1.东航技术应用研发中心，上海201707 ； 2.上海飞机设计研究院，上海201210）摘要：在飞机紧急迫降过程中，首先要保证碰撞后乘客在客舱区域有足够的逃生空间，其次基于结构强度和撞击持续时间，要确保传递给乘客的加速度和冲击载荷必须降低到人体损伤容限以下。
对飞机机身部分结构进行了有限元建模，模拟了其从4. 27 m的高度开始坠落，产生9.14 m/s 的垂直冲击速度，整个分析过程使用ABAQUS/Explicit 计算完成。
对机身碰撞后的整体变形 展开研究，如机身选定位置的加速度时间历程以及关键结构部件的能量吸收历程,最后确定机身隔框对冲击过程中的能量吸收起着最重要的作用，其次为蒙皮和客舱地板梁。
在机身结构的右侧（本文的方向为飞行员视角，与读者看到的方向左右相 反）有货舱门和门框，由于机身结构的不对称性，造成左右两侧的速度和加速度不一致。
关键词：碰撞;加速度;能量吸收中图分类号:V223 文献标识码：A OSID ：0引言耐撞性是指飞机结构及其内部系统在发生碰撞 时保护乘客免受伤害的能力。
大多数可生还的空难事故发生在起飞或进近着陆过程中，分别占飞行事 故的13%和48%⑴。
虽然已经做了很多研究来预 防民航飞机的碰撞事故，但事故发生的风险并非为零。
碰撞事故中乘客的生还能力受到越来越多的关 注,FAR25、JAR25和CCAR25等航空安全法规变得 越来越严格，以提高乘客的生还率。
论析典型舱门主承力结构的有限元模型
论析典型舱门主承力结构的有限元模型1 问题提出飞机舱门是飞机上的运动功能部件，它的功能、使用寿命、安全性、维修性和可靠性，直接关系到飞机的出勤率和人员及货物的进出安全。
若设计太弱，飞机在高空飞行时，可能发生舱门的意外打开，将造成压力舱泄压，同时，严重影响飞行姿态，改变气动特性，严重时还会造成飞机坠落解体；若设计过强，则会导致结构增重，影响飞机的经济性。
因此，先进的结构仿真技术应运而生。
运用结构仿真技术，可以准确分析结构每一部位的受力大小，从而对结构进行优化设计，既保证了安全性，又减轻了不必要的重量。
下面，本文结合一个典型的舱门结构阐述这一技术的应用。
2 舱门结构简介如图1所示，舱门主承力结构分类及功能如下：（1）一张外蒙皮：用于承受内外压差载荷，并将载荷传递到连接的框、梁上。
（2）钣金或机加的框：如图中纵向结构件，承受蒙皮传来的剪力，也可以承受弯矩，并将载荷传递到横梁上。
（3）辅框：用于安装机构件，并能在主承力件发生破损时将载荷分散传递。
（4）机加的横梁：舱门的重要承力件，主要承受弯曲载荷，通过它将载荷传到挡块。
（5）上下端的小梁：增加局部刚度，缓解应力梯度变化，承受边缘蒙皮所受载荷。
（6）框、梁连接角片：将断开的框缘条连接起来，保持缘条传力连续，并将载荷传递到梁缘条上。
（7）挡块：用于承受整个舱门的载荷，通过接触的机身挡块传递到机身上，实现载荷平衡。
（8）导轮：主要用于导引运动，同时还可以像挡块那样承力（视设计要求）。
3 有限元法介绍有限元法是结构分析的重要手段，冲破了传统工程梁理论采用平剖面假设的束缚，提高了复杂结构应力分析的精度。
建立有限元仿真模型是应力分析的基础，要获得接近真实情况的应力分布，必须简化出好的计算模型。
使用有限元仿真技术，可以增加产品和工程的可靠性；在产品的设计阶段发现潜在的问题；经过分析计算，优化设计，降低成本；缩短产品投向市场的时间；模拟试验方案，减少试验次数，从而减少试验经费。
适坠性数字仿真
适坠性数字仿真
严涛民
【期刊名称】《西飞科技》
【年(卷),期】2000(000)003
【摘要】用隐式和显式积分法与有限元法一起处理高非线性瞬间特性问题，如碰
撞中大量的物质消耗问题时，隐式方法表现出意想不到的极好收敛性和使用经济性，成为求解这类问题的最佳选用方案，从而代替了一度被公认的显式方案。
做为实例，本文从纯理论上介绍了这两个柔性物体之间的碰撞，一个长钢管和平面薄板以及风扇叶片和壳体之间的碰撞。
【总页数】8页(P50-56,46)
【作者】严涛民
【作者单位】科技处
【正文语种】中文
【中图分类】O313.4
【相关文献】
1.宽体客机机身框段适坠性仿真分析与评估 [J], 张晓敏;马骢瑶;霍雨佳;牟浩蕾
2.民用飞机机身舱段的适坠性数值仿真分析 [J], 王琛;姚雄华
3.直升机燃油箱重力加油口易碎连接件的适坠性仿真分析 [J], 张丽娜
4.民用飞机管路系统适坠性仿真分析研究 [J], 葛锐;朱德轩;卞刚
5.民用飞机机身段适坠性数值仿真分析 [J], 陈彦达;范振民;李军
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大型民机机身段抗坠撞特性分析
大型民机机身段抗坠撞特性分析
大型客机耐撞性分析与抗坠毁设计技术是大型客机设计的重要内容之一。
美国自上世纪80年代开始进行一些坠落试验来研究飞机结构在可生还撞击条件下的冲击响应,然而坠撞试验有费用高、耗时长及每个试验模型只能进行一次撞击试验等缺点。
耐撞性仿真分析相对于坠撞试验则没有上述缺点,而且能比较容易地分析设计条件变化对飞机耐撞性的影响。
坠落试验是飞机抗坠毁设计及分析的一个重要手段,适航条例中也有坠落试验的要求。
本文建立一个大型客机机身段几何模型以及有限元模型,并参照与其结构相似的美国FAA开展的B737-100机身段带行李垂直坠撞试验,进行相同条件下的某型客机机身段坠撞有限元分析。
比较试验结果与仿真结果的变形及两个模型中相对应点的加速度响应,从而可以验证仿真分析模型的正确性并得到机身段的坠撞响应。
随后利用仿真模型进行无行李、改变速度及改变滚转角后的坠撞分析,并与某型客机参照试验进行的仿真分析进行对比,从而得出行李、速度以及滚转角对机身段坠撞响应的影响。
上述分析可为大型客机抗坠撞设计及分析提供参考。
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宽体客机机身框段适坠性能有限元仿真分析Crashworthiness analysis of wide-body aircraftfuselage section牟浩蕾邹田春解江冯振宇(中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室、天津、30030)摘要:针对宽体客机机身结构适坠性设计、验证及审定需要，采用HyperMesh建立双层宽体客机机身框段有限元模型，计算其在9.14m/s坠撞速度下的动态响应特性，通过HyperView和HyperGraph读取仿真计算结果，分析其结构变形破坏模式、座椅与地板连接处的加速度响应以及机身各部件的吸能情况。
结果表明，双层宽体客机结构破坏模式稳定，乘员承受的加速度在人体耐受极限范围内，货舱地板下部具有巨大的吸能能力，可以通过优化设计，提升宽体客机机身框段的适坠性能，能够很好地支持宽体客机机身框段结构的适坠性设计及分析。
关键词:HyperMesh、HyperView、HyperGraph、宽体客机、适坠性Abstract:For the demands of crashworthiness design, verification and certification of wide-body aircraft fuselage structures, the finite element model of double deck wide-body aircraft fuselage section is developed by using HyperMesh, and the dynamic responses of wide-body fuselage section subjected to vertical impact velocity of 9.14m/s are analyzed. The failure modes, acceleration responses and energy-absorbing characteristics are analyzed in HyperView and HyperGraph. The simulation results showed that the failure model of double deck wide-body aircraft fuselage section was stability, the acceleration was limited to human tolerance, and there was a great energy-absorbing capability for the cargo sub-floor structures of wide-body fuselage section, the crashworthiness performance could be improved through the in-depth optimized design, which contributed to the crashworthiness design and analysis of wide-body aircraft fuselage section.Key words:HyperMesh, HyperView, HyperGraph, Wide-body aircraft, Crashworthiness1 引言运输类飞机的适坠性设计对于航空安全具有重要意义，其适坠性设计的主要目标是限制传递给乘员的冲击力，维护机身结构的完整性防止机身结构的穿透，以确保乘员的最小安全空间[1]。
对于我国即将启动的宽体客机项目来说，新设计、新技术的大量应用，给宽体客机基金项目：中国民航局科技项目（MHRD20140207）、中央高校基本科研业务费中国民航大学专项项目（3122015D022）和中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室开放基金资助机身结构的适坠性设计及适航审定提出了新的要求。
针对飞机结构适坠性设计、验证及适航审定的需求，欧美等国率先开展了相关的试验与仿真研究工作[2-3]，其中针对宽体客机结构适坠性也开展了大量研究。
欧洲空客公司在1996年申请双层宽体客机机身结构专利[4]，在机身外侧的下部安装了缓冲吸能结构，用以吸收坠撞动能，但增加了空气阻力和油耗。
美国波音公司在2004年也申请了宽体客机机身结构专利[5]，不改变飞机机身外形，在货舱地板下部布置斜支撑杆吸能结构，增重少且没有产生额外的空气阻力。
随着新材料、新设计、新技术在B787、A350XWB等宽体客机中的大量应用，给适坠性适航审定工作带来了新的挑战。
美国联邦航空局FAA（Federal Aviation Administration）针对宽体客机相继发布了适坠性相关专用条件SC（Special Condition），包括25-537-SC（A350-900）、25-362-SC（787-8）等，明确了宽体客机在坠撞条件下的要求及安全水平[6-7]。
2007年，波音公司对B787机身结构进行了三次试验[8-9]：客舱地板下部结构（带货物箱）的压缩试验；客舱地板下部结构倒置冲击试验；3m宽机身框段下部结构9.14m/s的坠撞试验。
FAA联合华盛顿大学针对B787货舱地板下部吸能结构开展了大量的试验及仿真研究[10-12]，目前已经完成了LS-DYNA MA T54仿真分析工作、方管/C型梁/L型梁试验与仿真研究、紧固件有限元建模技术、货舱下部支撑杆铺层优化设计研究，以及部件级、整机级仿真分析研究等，进而为B787的设计及审定提供重要支持。
目前国内主要针对窄体客机进行机身框段适坠性试验及仿真研究工作[13-15]，还未开展宽体客机相关适坠性研究工作。
针对宽体客机机身结构设计特点，开展宽体客机机身结构适坠性研究工作具有重要意义。
本文基于Altair的HyperWorks软件，采用HyperMesh建立双层宽体客机机身框段有限元模型，求解其在9.14m/s坠撞速度时的动态响应特性，通过HyperView和HyperGraph 分析宽体客机机身框段结构的变形破坏模式、座椅与地板连接处的加速度响应以及机身各部件的吸能情况，为宽体客机机身框段适坠性设计及分析提供支持。
2 宽体客机有限元模型建立2.1 有限元模型采用HyperMesh建立了5框4跨的双层宽体客机机身框段有限元模型，机身框段截面高度为8410mm，宽度为7142mm，机身框段总长2600mm，机身框段有限元模型上下两层客舱每层3排座椅，框与框之间的距离为600mm。
整个宽体客机机身段模型包括蒙皮、机身框、桁条、上部客舱地板梁、上部客舱座椅导轨、下部客舱地板梁、下部客舱座椅导轨、下部客舱地板支撑杆，货舱地板梁、货舱地板导轨以及货舱支撑杆图1 宽体客机有限元模型等结构。
机身框为“h ”型，桁条为“几”字型，上下客舱地板梁以及货舱地板梁为“L ”型，下部客舱地板支撑杆为“C ”型。
有限元模型如图1所示。
2.2网格划分机身网格尺寸为30mm ，网格质量的要求分别为翘曲角度为5°，长宽比为5，四边形内角为40°~135°，雅克比为0.5；壳单元采用四边形，节点数和单元数见表1。
表1 宽体客机结构有限元模型节点数和单元数节点数单元数2464752372122.3连接处处理机身结构中有成千上万个连接点，主要有铆接、螺接、焊接等，出于模型简化的目的，在国内外已有飞机结构建模技术的研究中，大多将铆接连接和螺栓连接方式简化为焊点连接[16]，本文采用的是rigid body 刚性连接，同时采用四节点连接的方法，如图2所示，从而保证足够的连接强度。
2.4 质量属性宽体客机机身段模型左右对称，座椅和假人以集中质量的形式附在座椅与地板连接处。
参考中国民用航空规章CCAR25.562条款应急着陆动力要求，每个座椅和假人的集中质量定为88kg ，考虑到下层客舱左右两边的外侧为三联座椅，其余都为两联座椅，因此机身框段有限元模型共有48个座椅与客舱地板连接点，共计54名乘员，乘员与座椅的总重量为4752kg 。
输出中间一排的16个座椅位置处的加速度响应，左上部（LU ）4个，右上部（RU）图2 四节点连接4个，左下部（LD ）4个，右下部（RD ）4个，如图1所示。
2.5 材料及单元属性宽体客机机身蒙皮选用Al-2024，机身其他结构选用Al-7075，各项力学性能参数如表2所示，采用各向同性双线性弹塑性材料模型MA T_24_PLASTIC_KINEMA TIC 。
表2 铝合金力学性能参数材料Al-2024Al-7075密度（kg/m 3）27962768弹性模量（GPa ）7171泊松比0.330.35屈服模量（MPa ）469269强化模量（MPa ）852908最大应变失效准则0.080.152.6 坠撞初始条件宽体客机机身框段有限元模型以9.14m/s 的速度垂直撞击刚性地面。
机身各部件之间、机身框段与地面间存在大量接触，为防止相互间的穿透，采用自适应单面接触CONT ANT_AUTOMA TIC_SINGLE_SURFACE 。
静摩擦因数为0.2，动摩擦因数为0.1。
3 计算结果3.1变形模式图3给出了机身框段在50ms 和100ms 时的变形图和应力云图。
从图中可以看出，宽体客机机身框段撞击刚性地面时，受到较大的初始面内挤压载荷作用，在50ms 时，机身框变形且蒙皮产生轻微褶皱，货舱地板支撑杆开始变形。
在100ms 时，蒙皮产生严重褶皱，机身框段向上凸起变形，货舱支撑杆被压扁，货舱地板梁向客舱地板方向发生较为严重的隆起，承受拉伸弯曲载荷作用。
机身框段两侧向机腹中部弯曲，并呈三铰式破坏，这3处塑性铰分别位于最外侧货舱地板支撑杆和货舱地板梁与机身框连接处的中间区域（2个）和机腹中部位置（1个）。
在宽体客机坠撞过程中，机身框、桁条和蒙皮的连接基本得到维持，下部客舱地板支撑杆未发生屈服，也未出现地板支撑杆贯穿地板梁的情况，能够很好地保证乘员-座椅系统。
在坠撞过程中及坠撞后，上部客舱地板梁变形较小，上下两层的客舱变[17]（a ）50ms（b ）100ms图3机身框段模型在不同时刻变形图形很小，保证了乘员有足够的可生存空间，满足了客舱最大变形量不超过15%要求。
机身框段结构的完整性得到有效维持，从而为保证客舱乘员安全提供了必要条件。
3.2加速度响应特性图4给出了上部和下部客舱中共计8处不同位置处的座椅与地板连接处的加速度时间历程曲线。
基于图3所示的座椅与地板连接处的加速度时间-历程曲线，表3给出了这8个座椅与地板连接处的峰值加速度（包括正向加速度和负向加速度）及其峰值出现的时间。