基于区间模型的飞机复合材料翼肋腹板稳健可靠性分析
L11飞机机翼1肋壁板对接区可靠寿命估算
L11飞机机翼1肋壁板对接区可靠寿命估算
叶彬
【期刊名称】《洪都科技》
【年(卷),期】1996(000)002
【摘要】长寿命、高可靠性是对飞机结构的基本要求，本文对Ｌ１１飞机机翼的关键与危险部位之一－－１肋壁板对接区进行了变幅载荷下的可靠寿命估算，结果表明，该对接区能满足Ｌ１１飞机设计寿命指标要求。
【总页数】5页(P14-18)
【作者】叶彬
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V214.11
【相关文献】
1.某型飞机机翼下壁板整体油箱端5肋结构选型疲劳寿命研究 [J], 陈群志;闫亚斌;崔常京;吴志超;王建邦
2.含三维接触问题的机翼下壁板翼肋对接孔结构断裂特性研究 [J], 郑参谋;黄其青;殷之平
3.L11飞机机翼1肋壁板对接区结构破坏危险性分析 [J], 叶彬
4.某型飞机机翼壁板对接区细节分析及寿命估算 [J], 龚思楚; 张宪政; 王震; 李森
5.某型飞机机翼壁板对接区细节分析及寿命估算 [J], 龚思楚; 张宪政; 王震; 李森因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
某通用飞机复合材料机翼静力强度的有限元分析与试验研究
３８００
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４２００
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８５２
６０００
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１.４９Ｅ￣９ １.７８Ｅ￣９ １.７８Ｅ￣９ １.７８Ｅ￣９ １.６３Ｅ￣９
收稿日期: ２０１９￣０４￣０３
作者简介: 刘嘉 (１９９０￣) ꎬ 男ꎬ 硕士ꎬ 主要研究方向为飞机结构强度设计ꎬ ｌｉｕｊｉａ＠ｃｅｔｃｄ ｃｏｍꎮ
一样ꎬ且各部件在连接处共用了一组网格ꎬ所以在划
分壳单元网格时要按照铺层要求对网格进行分组ꎬ
同时在过渡区域要考虑两个及以上部件的铺层设
计ꎬ能真实地反映结构的材料变化ꎮ
机翼有限元模型包括上下蒙皮、翼梁腹板、翼梁
缘条、翼肋和机翼纵樯ꎮ 上下蒙皮采用壳单元进行
工 况 过 载
１
３.８
３
３.８
２
３.８
副翼角度
给出了机翼的应力、应变结果ꎮ 设计制造了机翼的试验件和试验装置ꎬ并完成了试验验证ꎮ 试验结果与理论计算值基本相符ꎬ
表明机翼有限元模型和分析方法是正确可行的ꎬ为结构之后的优化改进提供了依据ꎮ
关键词: 机翼ꎻ 有限元分析ꎻ 应力测试ꎻ 试验验证
中图分类号: ＴＢ３３２ 文献标识码: Ａ 文章编号: ２０９６－８０００(２０２０)０２－００３９－０５
是主要的纵向受力件ꎬ梁端部腹板将原有泡沫夹心
换成碳纤维嵌件ꎬ梁缘条采用碳纤维单向带进行丢
层处理ꎬ其拉伸强度大ꎮ 机翼纵樯也是纵向受力件ꎬ
不考虑缘条ꎬ只把它看作腹板结构ꎬ采用玻璃纤维对
襟翼角度
/°
/°
０
０
０
０
０
０
突风速度
/ ｋｍｈ
219440708_基于Hypersizer_的机翼结构布置优化设计探讨
03科技视界Science & Technology Vision 科普科创直通车Science and technology innovation through train作者简介：曹学强，硕士研究生，工程师，研究方向为民机总体布置和结构强度分析。
▋引言机翼结构设计是飞机总体设计中的重要组成部分，当前大型民用飞机机翼重量约占使用空机重量的20%~30%。
对于民机而言，飞机结构减重对减小轮档油耗、降低运营成本、提升飞机市场竞争力具有重要意义。
当前大型民用飞机机翼多采用双梁多肋式结构布局形式，沿机翼展向布置前、后梁和长桁，翼梁之间布置多个翼肋。
机翼盒段长桁和翼肋的数量直接影响了壁板的承载能力，选择合理的机翼布置参数有利于传递载荷和减轻结构重量。
在飞机初步设计阶段，机翼结构布置的主要设计优化目标是确定最优的长桁间距和肋间距，使得翼盒的结构重量最小。
本文针对大型民用飞机复合材料机翼，采用有限元前处理器Patran 建立了机翼盒段有限元模型，在Nastran 求解器中进行计算，并利用复合材料优化设计与分析软件Hypersizer 对盒段长桁布置进行优化分析，得到最优的长桁间距，并对壁板失效模式进行了分析。
同时，传播相关科学知识。
▋一、Hypersizer布置优化方法1.1 优化原理机翼布置优化设计的难点在于，有限元网格与结构构件的拓扑位置是密切关联的[1]，布置优化过程中，如果改变了长桁的位置，则需要重新建立有限元模型，建模过程耗费大量的时间。
采用Hypersizer 软件进行机翼布置优化设计可解决因长桁位置改变带来的重新建模问题，这是因为Hypersizer 可将Nastran 求解器中的蒙皮Shell 单元定义为加筋壁板单元[2]，加筋壁板单元的优化变量包括了加强筋间距，如图1所示。
在建立翼盒有限元模型时，机翼壁板网格与长桁位置没有关联，网格数量确保计算得到的内力解能够表征该区域的受力情况即可[3]。
基于Hyperworks的飞机翼肋结构优化设计
基于Hyperworks的飞机翼肋结构优化设计张茜【摘要】在设计某型飞机机翼翼肋时，合理的结构形式对于减轻飞机结构重量、机翼刚度设计等具有重要的作用。
本文运用Hyper-works软件对翼肋结构进行优化设计，采用自由尺寸非线性间隙优化方法，以腹板厚度为优化变量，腹板体积指标为约束，腹板轻量化为目标。
优化后得到大块区域优化腹板厚度的剪切板结构形式，能满足机加工的工艺性要求。
【期刊名称】《黑龙江科技信息》【年(卷),期】2016(000)013【总页数】1页(P90-90)【关键词】翼肋;Hyperworks;结构优化;减重【作者】张茜【作者单位】中航通飞研究院有限公司，广东珠海 519040【正文语种】中文传统的飞机翼肋结构优化设计主要依靠设计人员以往的设计经验给出若干种设计方案，然后通过强度的校核从中选出较好的设计方案。
可见，传统的结构优化设计方法实际是一种经验优化设计方法。
经验优化设计方法缺乏对设计对象的全面理论分析和严谨的优化理论，具有很大的局限性。
现今，飞机翼肋结构设计在提高有效载荷，满足刚度、强度等性能要求的前提下，尽可能的追求结构的轻量化。
鉴于Optistruct在国内外航空结构设计上的成功应用，本文以Hyperworks软件平台，采用尺寸优化设计的方法对某型飞机的翼肋结构进行优化设计。
翼肋是在机翼翼弦方向对蒙皮外形具有支撑作用的结构，使得机翼受力后不发生明显变形，并可传递或分布翼身载荷。
典型的翼肋结构是由连接板、腹板、上缘条、下缘条4个单元所组成的部件，如图1所示。
飞机翼肋的缘条通过铆钉与蒙皮连接，腹板与缘条通过铆钉连接。
本文将翼肋缘条简化为杆元，翼肋腹板简化为剪切板元。
以翼肋腹板作为设计区域，其余的部分是非设计区域，在Hypermesh中建立有限元模型。
3.1 定义材料属性。
腹板材料选用各向同性材料 Aluminum2024-T3-t2，材料密度2768kg/m3；泊松比0.33；弹性模量72395MPa；屈服强度289MPa；剪切强度268Mpa；拉伸强度434Mpa。
考虑稳定性的复合材料机翼盒段优化分析
Ｏｐ ｉ ｚ ｔ ｎ ａ ａｙ ｉ ｎ ｂ ｘ ｏ ｏｍｐ ｓｔ ｎ ａ ｅ ｎ ｓａ ｉ ｙ ｔ ｍｉａ ｉ ｎ ｌｓｓ ｏ ｏ ｆ ｏ ｃ ｏ ｉ ｗｉｇ ｂ ｓ ｄ ｏ ｔ ｂ ｌ ｅ ｉ ｔ
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ｓ ｎｄ ｉ ｔ ｉ ｉ ｇｒｉ ｅ ａ ｍ ｔ ｄｆｒ ｔ ｌ ｋ ａ ｄｓ ｉ ｌ，ａ ｄ ｕｋ ｎ ｉ ｅ ｔ ｏ ｉ ｚ ｏ ｂ ｒ ａ ｎ ｔ ｒ ｅ ｒ ｉ ｅ ｏ ｓ ｅｉ ｖ ａ ｅｓ ｉ ａ ｃｌ ｇ ｇ ｗ ｈ ｐ ｍ ａ ｎ ｙｅ ｄ ｇｈｐ ａ ｅｏ ｆ ｎｂ ｃ ｔ ｆ ｅ ｓ ｎ ｒ ｇ ａ ｂ ｔｎ ｎ ｂ ｉ ｆｃ ｒａ ｏｓ ａｎ ｃｎｉｏ． ｅ ｐｉ ｚｎ ｅｗ ｉ ｔｌ ｅｅ ｅｔｉ ｏｖｏｓｂ ｅｕｉ ． ％ ｏ ｔｅ ａｔ ｃｎｔ ｉｔ ｏｄｔｎ ｆ ｒｏｔ ｉｇｔ ｅ ｈ ｏ ｆ ｃ ｂｉｕ ｙｒｄｃｎ ９ ６ ｆ ｈ ｏｓ ｒ ｉ Ａ ｔ ｍｉ ｈ ｇ ｓ ｆ ｓ ｇ ３
飞翼布局飞行器结构特性分析
飞翼布局飞行器结构特性分析周宏霞;刘斌;吕锁宁【摘要】In order to research structural properties of flying-wing vehicle,half wing span static/dynamic model and all wing spanstatic/dynamic model were established,and some dependent tests were done.The results show that the main structure bending and torsion deformation occur at the outer wing.The inner wing torsion is positive,and the outer wing torsion is negative.The spar ax-ial force is increased from outer wing to inner wing. The spar axial force is the biggest at the separation between inner wing and outer wing,and then the spar axial force is decreased. The spar axial force also has central tendency from leading spar to rear spar. The structure flexural rigidity and torsional rigidity are enough,and the flutter can’ t happen.%为研究飞翼布局飞行器结构特性，分别建立了半翼展和全翼展的静、动力学模型，以及相关试验。
分析结果表明，结构弯曲与扭转变形主要发生在外翼面，内翼扭转为正，外翼扭转为负；梁轴力沿展向的分布表现为从内到外逐渐增加，在内外翼分离面达到最大，随后逐步减小的特点，并且轴力传递到内翼后，有较为明显的向后梁集中的趋势。
211083992_复合材料尾翼壁板典型特征参数对承载效率的影响研究
学研究创新复合材料尾翼壁板典型特征参数对承载效率的影响研究杜恒毅1,2吴德财1尹剑1仇翯辰1,2梅杰1孙见卓1,2莫佳亮1（1.中国商飞上海飞机制造有限公司复合材料中心上海200123；2.中国商飞北京民用飞机技术研究中心民用飞机结构与复合材料北京市重点实验室北京102211）摘 要：为了应对铁路不断提速给商用飞机带来的挑战，航空业对轻重量、低能耗、舒适性强的飞机的需求日益增加，其中，提升飞机结构效率是实现“轻重量”目标的方法之一。
本文以“T”型长桁和“I”型长桁等两种典型复合材料尾翼壁板结构形式为研究对象，分析了长桁腹板（插层）、上下缘条、底板铺层等特征尺寸参数对壁板整体承载效率的影响，以在工程设计中实现优化尾翼壁板结构的目的。
关键词：复合材料尾翼壁板“T”型长桁“I”型长桁尺寸参数承载效率中图分类号：V214文献标识码：A文章编号：1674-098X(2022)09(b)-0016-05 Study on the Influence of Typical Characteristic Parameters ofComposite Tail Panel on Load EfficiencyDU Hengyi1,2WU Decai1YIN Jian1QIU Hechen1,2MEI Jie1SUN Jianzhuo1,2MO Jialiang1 ( posite Center of COMAC Shanghai Aircraft Manufacturing Co., Ltd., Shanghai, 200123 China;2.Beijing Key Laboratory of Civil Aircraft Structure and Composite Materials, COMAC BeijingAircraft Technology Research Center, Beijing, 102211 China )Abstract: In order to deal with the challenges brought by the continuous acceleration of railway to commercial air-craft, the aviation industry has an increasing demand for aircraft with light weight, low energy consumption and strong comfort. Among them, improving the structural efficiency of aircraft is one of the ways to achieve the goal of "light weight". Taking the composite tail as the research area and two typical composite tail panel structures of T-shaped stringer and I-shaped stringer as the research object, this paper analyzes the influence of various dimensional parameters of stringer on its load efficiency, so as to optimize the tail panel structure in engineering design.Key Words: Composite; Tail panel; T-shaped stringer; L-shaped stringer; Dimension parameters; Load efficiency1 背景为了积极响应国家提出的“碳达峰，碳中和”目标愿景，中国各航司不断推出运营优化、管理提升、按需用餐等举措，加快构建节约资源和环境保护的产业结构［1］。
航空航天材料及结构的可靠性分析与优化
航空航天材料及结构的可靠性分析与优化航空航天工程的可靠性分析与优化是确保飞行器在运行过程中稳定安全的重要环节。
材料与结构的可靠性直接关系到飞行器的性能、寿命和使用安全。
因此，为了确保飞行器的可靠性，对航空航天材料与结构进行分析与优化是不可或缺的。
一、可靠性分析航空航天材料与结构的可靠性主要分为两个方面的分析：寿命预测和失效分析。
寿命预测是通过对材料与结构的性能、质量、工艺等进行综合分析，来预测其使用期限和失效机制。
寿命预测可以通过实验测试和数学模型来实现。
实验测试可以通过对材料和结构进行应力、温度、湿度等特定条件下的试验，来研究其长期使用的寿命。
数学模型则可以利用材料力学和应力分析等相关理论，通过对材料和结构的性能参数进行计算和分析，来模拟其使用寿命。
通过寿命预测，可以及早发现材料和结构的问题，并采取相应的措施进行加固、修复或更换，提高飞行器的可靠性。
失效分析是对材料与结构的失效原因、失效机制和失效过程进行深入研究和分析，以找出失效的根本原因，并采取相应的措施进行改进。
失效分析可以通过实验观察、理论分析和数值模拟等方法来实现。
实验观察可以通过对失效样品进行显微镜观察、断口分析、化学分析等手段，来确定失效原因和失效机制，从而找到改进的方向。
理论分析和数值模拟则可以利用力学、热学、电学等相关理论，通过建立数学模型和求解方程组，来分析材料和结构的失效机制，并进一步改进设计和工艺。
二、可靠性优化可靠性优化是在分析基础上，通过改进材料和结构的设计、选择优化工艺、加强质量控制等方式，提高材料和结构的可靠性。
可靠性优化可以通过以下几个方面来实现。
首先，通过优化设计和选择合适的材料，减少内部应力和缺陷，提高材料的强度和韧性。
设计优化可以通过改进材料的几何形状、选择合理的结构参数、优化应力分布等方式实现。
同时，在选择材料时，要考虑其机械性能、耐热性、耐腐蚀性等因素，以确保材料的可靠性。
其次，通过优化工艺，减少制造过程中的缺陷和质量问题。
复合材料副翼结构优化设计研究
文章编号：2095－6835（2015）22－0097－02复合材料副翼结构优化设计研究张佳佳（上海飞机设计研究院结构设计研究部，上海 201210）摘 要：飞机副翼的结构性能对其飞行性能有着至关重要的影响。
对于飞机副翼的性能而言，材料的选择非常重要。
由于复合材料具有轻量化、高强度等特点，目前在飞机设计中得到了广泛应用。
因此，探讨了复合材料机副翼结构的优化设计问题，并提出了相应的解决对策，以供参考。
关键词：复合材料；飞机副翼；主梁；六面体实体单元中图分类号：V224 文献标识码：A DOI：10.15913/ki.kjycx.2015.22.0971 复合材料副翼结构的联合优化设计1.1 复合材料骨架的优化设计在复合材料骨架的概念设计中，通常需要依据副翼外形的实际尺寸建立整体模型，并在此基础上划分为设计域、非设计域两个部分。
其中，设计域主要包括副翼肋板所在空间，主要以六面体实体单元填充；非设计域主要包括主梁，上、下蒙皮和后缘缘条，主要采用壳单元划分网格。
副翼概念设计中的有限元模型如图1所示。
图1 副翼概念设计中的有限元模型1.2 复合材料肋板的优化设计应先优化复合材料肋板，并将副翼肋板按照1～6的顺序编号。
其中，1～4号肋板的大小必须相同，5号和6号肋板的大小必须相同。
为了更好地开展优化构型的设计和加工，应在实际优化过程中进一步对肋板设计区进行“模式重复”约束，即将相同的构型运用到大小一致的助板中；将1号肋板的设计区设定为主设计区，2～4号肋板的设计区设定为1号肋板的从设计区，并在5号和6号肋板设计区内将5号肋板设置为主设计区，6号肋板的设计区为5号助板设计区的从设计区。
在此情况下，无论6种肋板设计域是否具有一致的边界条件、采用相同的网格划分，都可确保其在从设计区上形成一种与主设计区结构模式相同的优化效果。
此外，为了更好地保证刚度，必须将副翼翼梢顶部节点的位移控制在50 mm以内，促使其可通过最小的质量结构，从而有效开展优化计算工作。
复合材料梁腹板开口非对称补强的稳定性分析方法
工程技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald9复合材料凭借其优秀的比刚度、比强度而大量应用于飞机结构中。
由于使用上的要求，在飞机的复合材料结构上开口是不可避免的。
开口破坏纤维的连续性，引起应力集中，降低结构的承载能力。
同时，结构稳定性是飞机结构设计中的重要问题，全机最终破坏往往是由结构局部稳定性的丧失引起的。
复合材料机翼盒段结构中，梁腹板开口处在剪切载荷的作用下非常容易发生失稳，因此有必要对复合材料梁腹板开口补强并进行稳定性研究。
结构开口补强的方式有对称与非对称补强，其中对称补强的效果较为满意，但由于工艺上的原因，对称补强往往是不能采用的。
而非对称补强所带来的附加弯矩会使得结构提前失稳，降低补强效率[1]。
插层补强是一种特殊的补强形式，补强层与结构一起铺贴，共固化成型，减少了层间应力，以插层形式进行非对称补强可以改善其弱点[2]。
然而层合板开口非对称插层补强的结构复杂，对于它的稳定性问题尚没有有效的解析求解方法，大部分研究都集中在数值仿真或试验测试阶段[3,4]。
该文针对复合材料梁腹板开口稳定性问题，建立了几种不同的有限元模型进行了稳定性计算，对比试验结果，研究了有限元方法的合理性与准确性，为大型客机梁腹板稳定性校核提供了计算手段。
1 结构简介研究对象包括未开口梁腹板、开口梁腹板、开口插层补DOI：10.16660/ k i.1674-098X.2016.12.009复合材料梁腹板开口非对称补强的稳定性分析方法夏爽(上海飞机设计研究院 上海 201210)摘 要：含开口梁结构的稳定性问题是飞机结构中的关键问题，而非对称插层补强又是复合材料开口梁的常用补强手段，但它的结构非常复杂，没有有效的解析求解方法。
该文针对复合材料梁腹板开口稳定性问题，研究了有限元方法的合理性与准确性，为大型客机梁腹板稳定性校核提供了计算手段。
关键词：复合材料 梁 稳定性 有限元中图分类号：V229.7文献标识码：A文章编号：1674-098X(2016)04(c)-0009-03(a) 梁腹板 (b) 梁截面图1 开口插层补强梁腹板考核段示意图构型方法1方法2方法3试验(A)未开口梁腹板309.64348.48343.11343.5(B)开口梁腹板169.3200.54202.61216.83(C)开口插层补强梁腹板325.01380.62216.55234.5部位铺层比例[0/±45/90]层数厚度(mm)梁缘条(33/53/13)30 5.7腹板(23/62/15)26t=4.94插层补强区(22/61/17)46T=8.74表1 梁腹板铺层信息表2 屈曲载荷计算结果汇总表(单位：kN). All Rights Reserved.工程技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald10强梁腹板三种构型，其考核段结构形式如图1所示。
基于区间模型的飞机复合材料翼肋腹板稳健可靠性分析
Ｓｃｉ ｅｎ ｃｅ ａｎ ｄ Ｔｅｃ ｈｎ ｏｌ ｏｇｙ Ｉ ｎｎ ｏｖａ ｔ ｉ ｏｎ Ｈｅｒ ａ ｌ ｄ
对于（ ４ ） 式 所 示的 集 合族 ， 若九 ： ０ ，Ｘ （ Ｘ ， ａ ， ｑ ， ０ ｃ ， 厅 ， ｒ ， ） 为单 元
素集合ｉ ｆ ７ ， ， 两， 且对于０ ｃ Ｙ， 有
！ ！ Ｑ ：
研 究 报 告
建 立 翼 肋腹 板 有限 元 模 型 ， 如下 图３ 所示。 通 过分 析 得 到Ｒ角 区 域 沿 着 厚度 方 向 （ Ｒ向） 及沿着切向 （ ０向） 应 力， 如 图４ 所示 。 在Ｒ 角 中 部 径 向应 力达 到 最 大 值 ， 这 是翼 肋腹 板 最 危 险 点 ， 需 要 对 该 处 进 行 可靠 性评 估 。
～
ｆ Ｉ Ｉ 】 ， ｝ 爿｝
｛ ｌ ｌ ， ｝ ）
（ ６ ）
根据文［ ７ ］ ， 可以 定 义 翼肋 腹板 结 构稳 健可 靠 性指 标 ， 如（ ７ ）
式所示。
… ｍａ ｘ
Ｓ ． ｔ ． Ｍ＝ ｏ － ｄ＝ ｏ － ｏ（ Ｈ， Ｌ ， ） ｓ ０
（ ７ ）
引入初 始 集 合多尺度 参 数 ， ａ ， ） 的 比例 因子 ， 可以 建立 结 构稳 健 可靠 性 指 标 的优化 模型 ， 如（ ８ ） 式 所示 。
图３ Ｒ 角 有限元模型
图４ 径 向应力示意图 （ ２ ５ 度位置）
ｎ ＝ｍｉ ｎ
９ ０
大小 参 数 ０ ． １ ０ ． ５
０ ． ２
ｘ（ ｘ ， ０ 【 ， ￡ ， ０ ｌ ， Ｈ 一 ， 两 ｃ
， ０ ｃ Ⅳ ， ０ 【 ￡ ， 。 【 ， Ｈ 一 ， Ｌ 一 ， ）
民用飞机复合材料翼面结构设计优化研究
DOI：10.16660/ki.1674-098X.2019.03.012民用飞机复合材料翼面结构设计优化研究陈阡 齐晓鹏(中航西飞民用飞机有限责任公司工程技术中心 陕西西安 710089)摘 要：近年来民用飞机结构设计时，常应用碳纤维复合材料进行设计工作，从而可对机身结构重量、飞机运行安全与使用寿命、飞机运维成本进行优化，确保基于复合材料的民用飞机可以长时间安全的飞行，而且民航公司可获得较多的盈利。
分析现阶段诸多民航飞机翼面结构设计情况，发现复合材料有着较高的应用价值，所以为了保证此种材料用于翼面结构设计价值的有效发挥，本文对利用复合材料进行的民用飞机翼面结构设计相关内容进行了综合分析，从而提出一种复合材料翼面结构设计的优化方法。
关键词：民用飞机 复合材料 翼面 结构 设计 优化中图分类号：V224 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2019)01(c)-0012-02现阶段我国对于航空复合材料的研制与应用有着较多的研究，制定了标准化的飞机应用复合材料进行结构设计的相关准则，所以设计人员需要严格按照准则要求完成设计工作，使得飞机结构优化设计后，有着非常理想的实际应用价值，可有效降低运行安全事故发生率。
1 复合材料翼面结构设计分析分析我国民用飞机翼面结构设计任务，可知翼面设计工作主要包括垂尾、平尾及机翼等多处，属大展弦比翼面，此种翼面具有较高的升阻比，可以满足民用飞机的飞行需要，此外设计时需要朝着翼面结构质量最轻化的目标进行方案设计工作，以此可保证民用飞机翼面结构的损伤容限耐久性、耐疲劳性、稳定度等指标水平达标。
2 复合材料翼面结构设计优化分析2.1 优化方法民用飞机利用复合材料，设计翼面期间，需要依据i ii ni i x l p x W ∑−=1)(表达作为设计任务，0)(0)(,421≥∈x G x G X x i ，≥，其中W (x )为民用飞机翼面结构的优化设计目标，指代结构重量函数，G 1-4分别用来表示翼面刚度、静强度、结构稳定性及损伤容限设计的裕度函数，包括翼面剖面弯曲度、频率约束、挤压强度（材料）、结构厚度最小值等指标，而X 代表飞机应用复合材料设计的参数取值空间。
基于复合材料的飞机结构寿命分析与优化研究
基于复合材料的飞机结构寿命分析与优化研究【引言】在现代工业中，复合材料已经成为一种重要的材料，广泛应用于航空、汽车、船舶、建筑等领域。
随着航空技术的不断发展，飞机越来越轻盈，而复合材料的轻量化和强度优势使其成为飞机制造业不可或缺的材料。
但是，随着飞机结构寿命的逐渐缩短，复合材料在飞机结构中的应用也面临着严峻的挑战。
因此，基于复合材料的飞机结构寿命分析与优化研究显得至关重要。
【背景】随着世界经济、科技和军事的不断发展，飞机结构的性能要求越来越高，同时飞机的重量也越来越轻。
复合材料因其轻质高强、耐久性好等特点成为了飞机结构材料的首选。
然而随着飞机载荷的不断增加，结构寿命的要求也不断提高，传统复合材料在长期高载荷下的疲劳寿命问题逐渐暴露。
因此，基于复合材料的飞机结构寿命分析与优化研究是现代航空工业中的重要研究方向。
【复合材料在飞机结构中的应用】复合材料因其轻质高强、耐久性好等特点，目前已广泛应用于飞机结构设计中。
一些飞机的机翼、机身、襟翼、尾翼等重要结构部件均采用了复合材料，这些部件的重量相比于使用传统金属材料的部件减少了30%至50%，同时也提高了飞机的破坏性能、耐久性能和抗腐蚀性能。
【复合材料在飞机结构中面临的挑战】随着复合材料在飞机结构中的应用不断扩大，这种材料面临着严峻的挑战。
复合材料长期受到风、雨、阳光等自然环境的影响，易受油污及灰尘的侵蚀，面对此类情况，材料中的脆性损伤和裂纹的产生和扩展加速了复合材料的老化和劣化，从而严重影响了机构强度和疲劳寿命。
传统的复合材料材料不具备自愈合及多功能复合材料的智能修复控制等高端性能。
【基于复合材料的飞机结构寿命分析与优化研究的重要性】基于复合材料的飞机结构寿命分析与优化研究是现代航空工业中一个非常重要的研究方向。
研究人员需要对复合材料在飞机结构中的应力和疲劳寿命进行分析，同时也需要优化材料结构，提高材料的适应性和寿命。
这种研究不仅可以为铁道、电力、固体耦合领域等提供技术支持，更可以使飞机材料更加紧凑，轻便，使用成分更精确，大幅降低采购和维护成本，也让飞行更加安全可靠。
12肋腹板尺寸优化及分析
肋腹板尺寸优化及分析彭国辉刘婷上海飞机设计研究院结构部上海 200232摘要：基于Optistruct对飞机中央翼肋腹板进行尺寸优化分析，将强度校核方法嵌入到优化过程，得到更优的结构形式。
并对比两种结构形式的优化结果，然后通过细化有限元模型对优化结果进行分析，验证优化结果。
关键词：OptiStruct，尺寸优化,肋腹板1 肋腹板有限元模型1.1 肋腹板加筋形式飞机中央翼肋腹板筋条现有两种结构形式，如图1、图2所示，需要对这两种结构形式进行尺寸优化，并进行对比。
同时在此基础之上，通过细化模型对优化设计方案进行验证，通过优化分析对选型及设计参数提供参考。
第一种方案，加筋为J型，只有竖筋；第二种方案，加筋为长方形，有横竖加筋。
图中仅为试验件示意图，非实际结构。
图1 方案1 J 型加筋图2 方案2 横竖加筋1.2 一号肋有限元模型根据实际结构对肋腹板有限元模型进行建模，腹板使用CUQAD4单元模拟，加筋使用CROD单元模拟，按实际结构厚度、面积尺寸赋属性，通过单元过渡及RBE3与机翼、中央翼连接，嵌入到整体机翼模型。
两种方案的有限元模型建模都采用上述方法。
肋腹板有限元模型如图3所示。
图3 一号肋有限元模型1.3有限元模型验证将优化设计有限元模型与强度初始有限元模型进行分析对比，通过位移与应力的对比，验证了优化设计的有限元模型的正确性,如图4、5所示。
图 4 位移对比图5 应力对比2 肋腹板尺寸优化2.1 肋腹板优化设计模型两种设计方案分别进行尺寸优化设计，设计方案如下：方案1 J型加筋◆设计变量：a) 腹板厚度：竖直方向厚度一致；b) 竖筋高度、厚度、缘条宽度：竖筋高度一致，厚度在竖直方向一致；上下缘条、腹板厚度相同，上缘条宽度为下缘条宽度一半。
◆设计约束：a) 腹板、加筋厚度尺寸约束；b) 竖筋高度不变；c) 加筋的厚度小于腹板的厚度,大于腹板厚度的1/2；d) 腹板剪切稳定性约束:安全裕度0.2；e) 加筋柱稳定性约束: 安全裕度0.2；（考虑了由于厚度、高度、宽度的改变而导致的形心的改变）f) 应力约束。
太阳能飞机翼肋结构拓扑优化设计
太阳能飞机翼肋结构拓扑优化设计张碧辉;李洪波;辛树鹏【摘要】太阳能飞机翼肋结构轻薄且数量众多,其结构形式的合理性对于结构减重、机翼刚度设计等具有重要意义.基于现有太阳能飞机翼肋的结构形式,提出一种翼肋拓扑优化设计方法:首先,应用双向渐进结构优化法(BESO),以单元应力为判断指标,对太阳能飞机典型翼肋进行结构拓扑优化;其次,基于拓扑优化结果对翼肋进行结构细节设计;最后,通过有限元计算,验证翼肋的结构强度、刚度和静稳定性.通过本文方法,能够得到太阳能飞机翼肋更为合理的结构布局.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2015(006)001【总页数】5页(P105-109)【关键词】太阳能飞机;翼肋;渐进结构优化法;拓扑优化【作者】张碧辉;李洪波;辛树鹏【作者单位】中国航天空气动力技术研究院特种飞行器总体技术设计部,北京100074;中国航天空气动力技术研究院特种飞行器总体技术设计部,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院特种飞行器总体技术设计部,北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V224;V214.80.1 太阳能飞机翼肋太阳能飞机是以太阳辐射为能源的电推进飞行器，具有航时长、升限高、成本低等特点，可以作为多种任务的飞行平台。
受太阳能功率密度低的限制，这类飞机需要较大的机翼面积以安装太阳能电池片。
由于能源有限，对太阳能飞机结构重量的限制更加严格，而翼肋虽然个体重量小，但其数量众多，故翼肋结构型式的合理性十分重要。
国外太阳能飞机的翼肋如图1～图2所示[1-2]。
大型太阳能飞机的翼肋均采用碳纤维复合材料，结构型式为“缘条+腹板+碳管”：缘条用于连接蒙皮和翼梁；腹板用于保持翼型，为了减重普遍在腹板上大量镂空而形成桁架结构；其中杆件为碳管。
这种翼肋与常规飞机翼肋相比结构十分轻，所以除强度、刚度之外，其稳定性也是设计过程中需要着重考虑的因素。
0.2 飞机结构拓扑优化拓扑优化能在给定的外载荷和边界条件下，通过改变结构拓扑使其在一定约束条件下性能指标达到最优。
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基于区间模型的飞机复合材料翼肋腹板稳健可靠性分析摘要：该文开展了复合材料翼肋腹板稳健可靠性分析。
首先，建立复合材料翼肋腹板的有限元分析模型，通过确定性分析发现翼肋腹板最危险部位。
其次，以应力-强度干涉理论建立翼肋腹板强度失效的稳健可靠性模型，给出结构不确定性参数基于区间的描述形式，采用稳健可靠性指标来度量结构的安全程度，通过迭代二次响应面法获得结构的极限状态方程，并结合Monte Carlo法来求解稳健可靠性指标，分析结果对翼肋腹板的设计有指导意义。
关键词：翼肋腹板区间变量稳健可靠性二次响应面Monte Carlo法Abstract：Robust reliability analysis for a composite wing rib web connector is carried out in this work.First，a finite element analysis model of composite wing rib web is established，and its dangerous part is identified by finite element analysis.After that，based on stress-strength interference theory，the robust reliability model is built to perform the robust reliability analysis for rib web strength problems with interval parameters.Finally，the robust reliability indicator is introduced to measure the safety degree of the structure.The limit state equation of the structure is approximated by an iterative quadratic response surface，and the robust reliability indicator is solved with the Monte Carlo method.The analysis results can provide guidance for rib web design.Key words：rib web interval variable robust reliability response surface Monte Carlo method目前，复合材料结构件在飞机机体结构中占有较大的比例[1]，一些先进飞机复合材料结构件重量已占全机结构重量的50%[2-3]。
对于某些飞机平尾复合材料翼肋腹板，工作环境复杂，受气动、扭转、振动、冲击载荷的综合作用，需要对结构强度进行校核。
在翼肋腹板强度分析中，由于制造、加工、装配等过程存在误差，导致结构尺寸等因素具有不确定性。
通常采用随机变量来处理这些不确定性因素，给出其概率密度函数，再根据随机可靠性理论进行结构安全程度的评估，计算结构强度失效模式下的概率[4]。
需要指出的是，基于概率的可靠性评估需要大量的数据信息，才能获得结构的尺寸等参数的概率密度分布类型和相关参数。
而实际工程中，这些数据信息并不充分，不足以给出变量的分布规律。
Elishakoff指出概率模型参数微小的误差可能导致结构可靠性计算出现较大的偏差[5]。
对于这类数据信息不充足的可靠性评估问题，区间变量只需要不确定性参数的上下界，所需很少信息量就可以给出结构参数的描述形式[6]。
因此，该文在翼肋腹板确定性分析的基础上，采用区间变量来描述参数的不确定性，建立其稳健可靠性分析模型，并给出其度量指标的求解流程。
1 复合材料翼肋腹板确定性分析某型飞机平尾蒙皮与翼肋的结构示意图如图1所示，翼肋腹板L 型角片与蒙皮通过紧固件连接。
由于蒙皮在受到气动吸力作用，会使得翼肋腹板平面内产生垂直于蒙皮的正应力，这使得翼肋腹板的转角处形成弯矩和面外剪力，导致翼肋腹板出现分层，需要对结构进行强度分析。
层板力学性能见表1，几何信息见表2，肋角片受到紧固件传递的拉伸载荷，如图2所示。
建立翼肋腹板有限元模型，如下图3所示。
通过分析得到R角区域沿着厚度方向（R向）及沿着切向（向）应力，如图4所示。
在R角中部径向应力达到最大值，这是翼肋腹板最危险点，需要对该处进行可靠性评估。
2 复合材料翼肋腹板稳健可靠性分析模型复合材料翼肋腹板由于制造、加工、装配等过程存在误差，导致板厚、板长、倒角等结构尺寸参数具有不确定性，通常采用随机变量来处理这些不确定性因素，而在翼肋腹板可靠性评估中，这些数据信息并不充分，不足以给出变量的分布规律。
对于这类数据信息不充足的可靠性评估问题，区间变量只需要知道不确定性因素的上下界，所需信息量很少。
因此采用区间模型来描。
复合材料翼肋腹板主要不确定性参数为基于区间模型的描述形式如下式(1）所示。
翼肋腹板的具体参数如下表2所示。
根据应力-强度干涉模型，建立复合材料翼肋腹板强度失效的稳健可靠性模型，其极限状态方程如下式(2）所示。
式中，为层合板面内屈服强度，是结构的实际应力，是变量的隐函数，通过针对翼肋腹板有限元模型分析计算得到。
表示结构安全，时则表示结构失效。
采用稳健扩展函数指标来度量复合材料翼肋腹板的安全程度，其是通过区间族之间的扩展函数来定义的。
对于(1）式所示的区间变量，全部区间构成的凸集模型可以表示为(3）式。
由上式描述的集合再引入参数可定义一个集合族，如(4）式所示。
对于(4）式所示的集合族，若，为单元素集合，且对于，有这说明为集合族的“尺寸”参数，是初始集合多尺度参数的比例因子，可以通过(6）式来求解。
根据文[7]，可以定义翼肋腹板结构稳健可靠性指标，如(7）式所示。
引入初始集合多尺度参数的比例因子，可以建立结构稳健可靠性指标的优化模型，如(8）式所示。
将(8）式描述的优化问题表示为扩展函数的形式，如(9）式所示。
其中为失效域（）内所有点构成的集合。
说明翼肋腹板结构处于完全失效，结构有可能会失效，时结构处于临界状态，时结构处于安全状态，且随着的增大安全程度不断增加。
3 基于响应面的复合材料翼肋腹板稳健可靠性分析在复合材料翼肋腹板的稳健可靠性分析中，由于结构形式复杂，在对(9）式所示的稳健可靠性指标进行优化求解时需要多次调用有限元进行分析，这需要很大的计算量。
由于二次响应面方法具有较高的拟合精度[8，9]，因此该文构造一个不含交叉项的二次响应面来代替真实的极限状态函数，的具体形式可以用（10）式来表示。
研究表明，直接以位置参数为抽样中心确定的响应面求解稳健可靠性指标的准确性不足。
为了提高稳健可靠性指标的计算精度，通过一定的迭代过程，不断更新抽样中心，最终使得抽样中心收敛于设计点、得到高精度的响应面[10]。
根据上述分析，给出迭代二次响应面的分析步骤如下：(1）选取初始的抽样中心，稳健可靠性指标，迭代次数；(2）第次迭代（2.1）构造响应面：给定偏离系数，依据Bucher设计选取抽样中心附近的个实验点并结合抽样中心点，将这实验点作为有限元模型的输入参数，计算试验点处的极限状态函数值，通过最小二乘法计算（10）式所示响应面的待定系数，从而建立响应面函数。
（2.2）针对显式化了的极限状态函数，采用Monte Carlo法计算第次的稳健可靠性指标和设计点。
①依据经验值给出落入失效域内的一点，计算包含该点的最小的凸模型尺寸参数比例因子，并令；②给定抽取的样本点总个数，并令已抽取的样本点个数；③在由控制的凸模型内，抽取样本点，并代入到响应面计算该点的极限函数值，若，则计算包含点的凸模型的最小尺寸参数比例因子值，若，则，第次的设计点④若，算法收敛；否则，。
⑤令，最终得到第次响应面的稳健可靠性指标和对应的设计点。
(3）若（为给定的小量），则算法收敛；否则，令，将点和有限元模型中，并采用线性插值估算出的点，作为下一次响应面方法的取样中心。
返回(2）重新计算，直到收敛。
通过迭代二次响应面方法计算得到翼肋腹板的稳健可靠性指标，结构处于安全状态，也表明结构的基本参数的不确定性尺度以位置参数为中心增加到原先的1.5倍时，结构将处于临界状态。
4 结语该文在复合材料翼肋腹板确定性分析的基础上，结合非概率理论，给出了翼肋腹板尺寸参数基于区间模型的描述形式，并采用迭代二次响应面建立结构的极限状态方程，给出了结构安全程度度量的稳健可靠性指标及其优化模型，并采用Monte Carlo法进行求解。
分析得到了翼肋腹板的安全程度，并指出结构在临界安全状态下不确定性尺寸可扩充的范围。
参考文献[1] 杨乃宾.新一代大型客机复合材料结构[J].航空学报,2008，29(3）：596-604.[2] 王德堂，冯军.大型飞机复合材料主结构的设计与发展[J].航空制造技术，2011(13)：68-70.[3] 冯军.复合材料技术在当代飞机结构上的应用[J].航空制造技术，2009(22)：40-42.[4] 吕震宙，宋述芳，李洪双，等.结构机构可靠性及可靠性灵敏度分析[M].北京：科学出版社，2009.[5] Elishakoff I.Discussion on：A Non-probabilistic Concept of Reliability[J].Structural Safety，1995，17(3）：195-199.[6] Oberkampf WL.Helton JC.Joslyn CA.Challenge problems：uncertainty in system response given uncertain parameters[J].Reliability engineering and system safety，2004，85(1）：11-19.[7] 刘成立.复杂结构可靠性分析及设计研究[D].西安：西北工业大学，2007.[8] Kaymaz I，McMahon CA.A response surface method based on weighted regression for structural reliability analysis[J].Probabilistic Engineering Mechanics，2005，20(1）：11-17.[9] Gupta S，Manohar CS.An improved response surface method for the determination of failure probability and importance measures[J].Structural Safety，2004，26(2）：123-139.[10] Lv ZZ，Zhao J，Y ue ZF.An advanced response surface method for mechanical reliability analysis[J].Applied Mathematics and Mechanics，2007，28(1）：19-26.。