某型无人直升机机身框架断裂分析及优化计算
某型无人机的易损性评估和减缩设计
航空计算技术 Aeronautical Computing Technique
Vol. 37 No. 3 M ay. 2007
某型无人机的易损性评估和减缩设计
高玉伟 , 韩 庆 , 裴 扬
(西北工业大学 航空学院 , 陕西 西安 710072)
摘 要 :无人机在现代战争中扮演着越来越重要的角色 ,其易损性问题也成为无人机设计中必须考 虑的关键问题之一 。利用 Patran建立了某型无人机的易损性模型 ;并用飞机易损性仿真评估系统 对该模型的易损性进行了计算 ;进而提出了易损性减缩设计方案 ;通过再次计算可知该设计方案可 明显降低其易损性 。 关键词 :无人机 ; 易损性评估 ; 减缩设计 中图分类号 : V 279 文献标识码 : A 文章编号 : 1671Ο654X (2007) 03Ο0044Ο04
该机考虑的杀伤级别确定为 K级杀伤 。 2. 3 致命性部件辩识 [ 4 ]
1)致命性部件的确认 飞机上每个部件都有一定水平 、一定程度或一定 数量的易损性 ,每个部件的易损性对全机的易损性起 着部分的作用 。致命性部件是指那些如果被损伤或毁 伤后会导致飞机杀伤的部件 。 要对 U lltRAevo无人机进行易损性分析 ,必须先确 定其主要的致命性部件 。致命性部件的确认过程如图 4所示 。
2)选用 更 小 的 飞 控 组 件 。飞 控 组 件 尺 寸 改 为 100mm ×130mm ×85mm;两遥控组件尺寸改为 70mm ×70mm ×12mm;
3)飞控部件上移 、照相设备下移 、非致命性部件有 效载荷下移 、底部加装甲 。
利用飞机易损性仿真评估系统对改进方案再次进 行易损性分析 ,得出全机杀伤概率 PK 如下 :
无人机机翼模态分析与结构优化设计
河南科技Henan Science and Technology 机械与动力工程总第804期第10期2023年5月无人机机翼模态分析与结构优化设计廖耀青（浙江安防职业技术学院，浙江温州325016）摘要：【目的】为避免无人机飞行中出现严重的气动弹性问题，针对无人机机翼刚度分布设计不合理之处，开展无人机机翼模态分析与结构优化设计。
【方法】基于正交试验设计提出一种基于模态分析的机翼变截面结构布局轻量化设计研究方案。
【结果】基于无人机机翼有限元仿真模型，开展机翼约束模态仿真分析，发现机翼在翼梁、翼肋等方面需要进行尺寸优化设计，进而改善机翼刚度。
并提出一种变截面翼梁结构，通过TOPSIS方法进行排序获取了最优解。
结果表明，优化后的机翼结构质量降低34%，机翼约束模态频率得到极大改善。
【结论】通过模态分析开展无人机机翼结构优化设计，可在满足刚度合理分布的同时，大幅度降低机翼总质量。
关键词：无人机机翼；模态分析；TOPSIS；结构优化中图分类号：V279文献标识码：A文章编号：1003-5168（2023）10-0048-06 DOI：10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2023.010.010Modal Analysis and Structure Optimization Design of UAV WingLIAO Yaoqing(Zhejiang College of Security Technology,Wenzhou325016,China)Abstract:[Purposes]In view of the unreasonable design of the stiffness distribution of the UAV wing,in or⁃der to avoid serious aeroelastic problems in the flight of the UAV,the modal analysis and structural optimiza⁃tion design of the UAV wing were carried out.[Methods]Based on orthogonal experimental design,a light⁃weight design scheme of wing variable cross-section structure layout based on modal analysis was proposed. [Findings]Based on the finite element simulation model of the UAV wing,the wing constraint modal simula⁃tion analysis was carried out.It was found that the wing needed to be optimized in terms of wing beam and wing rib,which then improves the wing stiffness.On the other hand,a variable cross-section wing beam structure is proposed,and the optimal solution is obtained by TOPSIS method.The results show that the con⁃strained modal frequency of the optimized wing structure is greatly improved while the mass is reduced by 34%.[Conclusions]The optimization design of UAV wing structure through modal analysis can greatly re⁃duce the total mass of the wing while satisfying the reasonable distribution of stiffness.Keywords:UAVwing;modalanalysis;TOPSIS;structural optimization0引言无人机作为一个新兴产品，因其具有强大的机动性能、环境感知力等，在多个领域呈现出巨大的应用前景，如其广泛应用于航拍、环境检测、城市管理等。
某无人直升机机身框架动力学计算与试验研究
某无人直升机机身框架动力学计算与试验研究
谢勤伟;姜年朝;周光明;张逊;王克选;张志清
【期刊名称】《噪声与振动控制》
【年(卷),期】2012(032)004
【摘要】建立某无人直升机机身框架的动力学有限元模型,计算得到前六阶固有频率和振型,与模态试验结果相比较,误差小于3％,验证了有限元模型的正确性,表明该有限元模型能准确地反映该无人直升机框架的结构动力学特性.有限元计算的机身框架固有频率值避开了旋翼、尾桨、发动机主通过频率值,满足动力学设计要求.这种有限元计算、试验验证以及模型修改相结合的动力学分析方法,能保证框架固有特性计算的精确,也为无人直升机其它结构的动力学建模提供借鉴.
【总页数】4页(P34-36,120)
【作者】谢勤伟;姜年朝;周光明;张逊;王克选;张志清
【作者单位】总参六十所,南京210016;总参六十所,南京210016;南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016;南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016;总参六十所,南京210016;总参六十所,南京210016;总参六十所,南京210016
【正文语种】中文
【中图分类】TH16;V214.1+2
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1.直升机机身对旋翼气动干扰的计算 [J], 徐国华;李春华
2.某型无人直升机机身框架断裂分析及优化计算 [J], 马敬志;张志清;吴开春
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某型飞机舱盖吊挂螺栓断裂故障模拟分析
某型飞机舱盖吊挂螺栓断裂故障模拟分析摘要针对某型飞机座舱盖吊挂螺栓断裂故障情况，根据螺栓的受力状态，对舱盖吊挂螺栓的受载情况进行了模拟计算分析，并按螺栓的实际安装形式进行模拟验证，真实模拟了故障的情况。
关键词吊挂螺栓；断裂试验；有限元；断裂分析0 引言某型飞机做座舱盖应急抛放系统试验中，后舱盖的吊挂形式。
在进行吊挂时，后舱盖右侧后端的吊挂螺栓断裂，断裂部位在Φ9过渡到Φ6区域。
断裂后，为确定断裂属性，按照故障分析方法，对断裂螺栓做材料特性和断口分析，材料性能指标合格，组织正常，属大应力断裂。
本文根据吊挂螺栓断裂情况，对舱盖吊挂螺栓的承载能力进行了计算分析，并通过对螺栓进行断裂试验情况，对计算分析结果进行了验证。
1 座舱盖吊挂螺栓的属性及载荷分析吊挂螺栓材料为30CrMnSiA，其材料属性为：σb=1180MPa，E=196000MPa，μ=0.33。
螺栓Φ6断裂处的剖面特性为：A=28.27mm2，J=63.62mm4 。
根据座舱盖应急抛放系统试验吊挂图，做座舱盖吊挂时载荷分析有限元计算模型，计算模型。
吊挂螺栓断裂前，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185kg 折算为1850N向上的作用力，并将1～4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表1。
计算坐标系按机体坐标系，即飞机逆航向为X轴正向；垂直翼面向上为Y轴正向；Z轴正向由右手定则确定。
从表1计算，得到螺栓平均承载642.6 N。
2号吊挂螺栓断裂后，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185Kg折算为1850N向上的作用力，并将1、3和4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表2。
表2 断裂后4个吊挂螺栓的受力情况（单位：N）从表2可以看出，当2号螺栓断裂后，由于钢索的松弛，3号螺栓已不受力，实际上只有1号和4号螺栓受力。
2 座舱盖吊挂螺栓有限元分析按照螺栓实际几何尺寸建立有限元模型，有限元模型见图1；根据螺栓在结构上的固定形式，将螺栓断面附近固支，并螺栓在Φ9过渡到Φ6的凸台处的受挤压面施加适当的约束，见图4。
航空器机身结构优化设计与强度分析
航空器机身结构优化设计与强度分析一、引言在现代工程设计中，航空器在空气动力学和结构力学要求下，对其机身结构的优化设计和强度分析显得尤为重要。
机身结构是航空器的基础，影响着飞行的安全性、经济性和可靠性，对于实现安全航行和节能减排等目标起着不可替代的作用。
本文将从航空器机身结构的优化设计和强度分析两个方面，对此进行详细的介绍。
二、航空器机身结构的优化设计（一）结构优化设计的概念结构优化设计是指在现有的设计要求和条件下，通过结构参数的调整和优化设计手段，使得设计目标得到更好的满足和实现。
在航空器的结构设计中，优化设计可以帮助设计师更好地满足设计要求和条件，使得机身结构更加轻巧、坚固和经济。
（二）优化设计的方法1.参数优化设计：该方法是在给定的设计参数范围内，通过调整参数值，使得设计目标最优化的过程。
该方法适用于具有明确约束条件和参数层次结构明确的结构设计。
2.建模优化设计：该方法是基于有限元分析的结构建模，通过对有限元模型的优化设计，使得模型的性能最优化，从而达到结构的优化设计的目的。
该方法适用于更加复杂的结构设计。
3.拓扑优化设计：该方法是基于去除冗余材料的方法，通过对模型的截面和内部结构进行优化设计，使得设计的结构最轻、坚固和经济。
该方法适用于结构形态灵活，模型复杂的结构设计。
（三）结构优化设计实例以A320机身结构设计为例，通过拓扑优化设计方法，将原设计的重量降低12%以上，同时保证航空器的强度和刚度。
在优化设计中，对机身进行了拓扑优化设计和参数优化设计的组合，将机身分解为多个子系统，如前机身、中机身、后机身。
在经过优化设计后，模型的重量大大减轻，整体性能也得到了极大的提升。
三、航空器机身强度分析（一）强度分析的概念：航空器机身强度分析是指在满足设计要求和条件的前提下，通过对整体结构和材料进行强度校核和有限元分析，确定结构的破坏模式和破坏路径，以及对结构进行必要的强度校验和合理的改进措施的过程。
基于Matlab的某直升机短翼结构优化设计
linkappraisement （1）=x b -x a ，L 2=x e -x f ，L 3=x g -x h ，L 3 （3） （4）b2=d 1，z e1-z e2=d 2，z h1-z h2=d 3，z 中国直升机设计研究所图1 短翼结构展开图中国科技信息2021年第2期·CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jul.2021◎航空航天2）参数约束条件短翼危险剖面分为4个，其中剖面2－4处均有挂点，挂载物1、2、3质量分别为m1、m2、m3，每个挂点受载载荷为F ij（i=2，3，4；j=x，y，z），三点坐标分别为（a i，b i，c i）（i=2，3，4）。
各挂点离剖面中心的垂向距离分别为D2、D3、D4。
各剖面强度条件为：σij＜[σ]，τi＜[τ]。
（7）（8）（9）其中i=j=1，2，3，4，F1x=F1y=F1z=0。
优化求解实例建立优化设计数学模型后，选用Matlab来进行求解：设计实例的已知条件及要求已知x b=890m m，y c=y4=300m m，k1=k2=k3=100m m，y b=y1=0m m，z a1=800m m，d1=400m，d2=350mm，d3=300mm，d4=250mm，，，，D2=D3=300mm，D4=200mm，F2=F3=F4=（1000，1000，10000），许用应力分别为[σ]=2MPa，[τ]=1MPa。
要求使短翼结构的重量最小即体积最小，建立目标函数，进行优化设计。
2）建立目标函数及参数约束条件将已知的条件参数代入到之前的优化设计数学模型中得到：求x a与x c目标函数：minf（x）=min（s）=188600-（2600x c）/3-（3100x a）/3（10）其中约束条件如下：（11）（12）（13）利用Matlab软件进行求解求解过程如图4所示：编程并运行得到优化结果，如下：x a=570mm，x c=700mm此时最大应力σmax=1.987MPa，τmax=0.448MPa根据以上求解结果可知最优解为：S=690333mm2通过对比分析，在每减轻重量1%的同时，结构强度降低6%～8%。
航空航天工程中的结构优化技术及案例分析
航空航天工程中的结构优化技术及案例分析航空航天工程的发展对结构优化技术提出了更高的要求。
结构优化是一种通过改变结构形态和材料布局来达到最优效果的设计方法。
在航空航天工程中，结构优化技术的应用可以提高飞行器的性能、减少重量和成本，并增强结构的可靠性和安全性。
本文将深入探讨航空航天工程中的结构优化技术，并通过案例分析进行详细说明。
一、航空航天工程中的结构优化技术1. 结构优化的基本原理结构优化的基本原理是通过数值模型和优化算法来寻找最优设计方案。
数值模型使用有限元分析等方法对结构进行建模，并在此基础上进行设计优化。
优化算法可以采用遗传算法、蚁群算法、模拟退火算法等，通过迭代过程不断改变设计变量以寻找最优解。
2. 结构优化的设计变量在航空航天工程中，结构优化的设计变量通常包括结构的几何形状、材料属性和加载条件等。
通过改变这些设计变量的取值范围来寻找最佳设计方案。
例如，在飞机机翼的结构优化中，设计变量可以包括翼展、弦长、材料厚度等。
3. 结构优化的约束条件结构优化中存在一些约束条件，如受力平衡、位移限制、应力约束等。
这些约束条件约束了结构的设计范围，使得最终设计方案符合工程实际要求。
在飞机机翼优化中，约束条件可以包括最大应力不超过材料极限、振动频率在合理范围内等。
二、航空航天工程中的结构优化案例分析1. 飞机机身结构优化飞机机身是航空器结构中最重要的组成部分之一。
在设计中，需要考虑机身的刚度和重量等因素。
通过结构优化技术，可以在满足强度要求的前提下，减少机身的重量。
一种常用的优化方法是选择合适的材料和设计变量，使得机身在承受载荷时变形最小化，从而达到最优设计效果。
2. 空间载人器结构优化空间载人器在发射和返回过程中面临极端环境和高度危险性。
为了保证载人航天器的安全和可靠性，结构优化技术在设计中起到关键作用。
例如，为了减少重量和提高强度，在载人航天器的设计中，可以采用材料复合化技术和结构形状优化等方法，以提高载人航天器的整体性能和安全性。
飞行器机身结构的强度与刚度优化设计
飞行器机身结构的强度与刚度优化设计随着航空工业的发展和飞行器运输需求的增加，飞行器机身结构的强度与刚度优化设计变得尤为重要。
合理的结构设计可以提高飞行器的性能表现、降低重量和减少能量消耗。
本文将探讨飞行器机身结构的强度与刚度优化设计的关键因素，并提出一种有效的设计方法。
1. 强度与刚度的意义飞行器机身的强度与刚度是指机身在受到外力作用时的抗变形和抗损坏能力。
强度和刚度的提高可以增加飞行器整体的稳定性和安全性，以应对复杂的外部环境和各种飞行状态。
2. 关键因素（1）材料选择：优化设计的第一步是选择合适的材料。
常见的飞行器机身材料包括铝合金、碳纤维复合材料等。
不同材料的优缺点需考虑，包括强度、密度、可塑性等。
通过综合考虑这些因素，可以选择最适合的材料。
（2）结构形式：飞行器机身的结构形式对强度与刚度优化设计有着重要影响。
常见的结构形式包括蜂窝结构、复合壳体结构等。
选取合适的结构形式，既要考虑强度与刚度的需求，又要兼顾重量和制造成本。
（3）优化设计方法：强度与刚度优化设计中的核心是合理地分配材料和结构。
借助计算机辅助设计软件和数值分析方法，可以对现有结构进行优化，以实现最佳设计方案。
常用的方法包括有限元分析、参数化设计等。
3. 设计方法（1）有限元分析：有限元分析是一种常用的数值分析方法，可以模拟复杂结构的力学行为。
通过建立机身的有限元模型，可以进行强度和刚度的计算和分析，找到结构中的薄弱部位。
（2）参数化设计：参数化设计是指在设计过程中将设计变量参数化，通过调整参数值来改变设计方案。
通过建立参数化模型，可以遍历不同的参数组合，找到最优的设计方案。
这种方法可以节省时间和资源，并且适用于大规模设计问题。
4. 案例研究以某型客机机身的强度与刚度优化设计为例，通过有限元分析和参数化设计方法，得到了一种优化的设计方案。
结果表明，通过合理的材料选择和结构形式，可以减轻机身重量，提高机身的强度和刚度。
5. 结论飞行器机身结构的强度与刚度优化设计是航空工业中的重要研究方向。
航空器结构优化设计的案例分析
航空器结构优化设计的案例分析在航空领域，航空器的结构设计是一项至关重要的工作。
优化航空器的结构不仅能够提高其性能和安全性，还能降低成本和能耗。
下面我们将通过几个具体的案例来深入探讨航空器结构优化设计的重要性和实现方法。
案例一：机翼结构的优化机翼是航空器产生升力的关键部件，其结构的优化对于提高飞行性能具有重要意义。
在某型客机的设计中，工程师们面临着减轻机翼重量同时保持足够强度和刚度的挑战。
最初的设计采用了传统的金属材料和结构布局，但经过分析发现，这种设计存在重量过大、空气阻力较高的问题。
为了解决这些问题，设计团队采用了先进的复合材料，并对机翼的内部结构进行了重新设计。
他们利用计算机模拟技术，对不同的复合材料铺设方案和结构形式进行了大量的仿真分析。
通过优化纤维的方向和层数，以及内部支撑结构的布局，成功地减轻了机翼的重量，同时提高了其强度和刚度。
此外，为了降低空气阻力，机翼的外形也进行了精细化的设计。
采用了更加流畅的曲线和翼梢小翼等装置，减少了气流的分离和阻力的产生。
经过这些优化措施，该型客机的燃油消耗降低了一定比例，飞行距离和载客量都得到了显著提升。
案例二：机身结构的轻量化设计机身是航空器的主体结构，承载着乘客、货物和各种设备。
在一款新型公务机的设计中，机身结构的轻量化成为了关键目标之一。
传统的机身结构通常采用铝合金材料，但为了进一步减轻重量，设计团队选择了钛合金和碳纤维复合材料的组合。
钛合金具有高强度和良好的耐腐蚀性，而碳纤维复合材料则具有轻质、高强度的特点。
在结构设计方面，采用了整体化的设计理念，减少了零部件的数量和连接点，从而降低了结构的复杂性和重量。
同时，通过优化机身的横截面形状和内部隔框的布局，提高了机身的抗弯和抗扭能力。
为了确保机身结构的安全性，设计团队进行了严格的强度和疲劳试验。
利用先进的测试设备和模拟技术，对机身在各种载荷条件下的响应进行了评估和验证。
经过多次改进和优化，最终实现了机身重量的大幅降低，同时满足了适航标准和安全性要求。
飞行器机身结构的强度与刚度优化设计方法
飞行器机身结构的强度与刚度优化设计方法飞行器机身结构的强度与刚度优化设计方法是航空工程中的重要研究方向之一。
为了确保飞行器在飞行过程中具有足够的强度和刚度，以及提高其飞行性能和安全性，科学家和工程师们致力于寻找高效的设计方法。
本文将介绍飞行器机身结构的强度与刚度优化设计方法，并探讨其在飞行器设计领域的应用。
一、飞行器机身结构设计的背景和挑战在飞行器的设计过程中，机身结构的强度和刚度是至关重要的指标。
机身结构必须能够承受各种外部载荷和飞行动力学力的影响，同时保持足够的刚度，以确保飞行器在高速飞行时不会发生形变和振动。
然而，机身结构的设计面临着一些挑战，例如，如何在保持足够强度和刚度的同时减少结构的重量，以提高飞行性能和降低燃料消耗。
二、飞行器机身结构的强度优化设计方法（1）材料优化选择：选择合适的材料是飞行器机身结构强度优化的第一步。
工程师们需要考虑材料的强度和刚度特性，以及材料的重量和成本。
常见的材料选择包括铝合金、复合材料和钛合金等。
通过使用高强度、低密度的材料，可以在不牺牲结构强度和刚度的前提下减轻机身结构的重量。
（2）结构优化设计：通过结构的形状、布局和连接方式等方面的优化设计，可以提高飞行器机身结构的强度。
例如，采用适当的流线型设计可以降低气动载荷，在飞行中减少结构受力；合理的加强筋和框架布局可以增加机身的承载能力；针对不同部位进行不同的连接方式选择，可以提高连接处的强度。
结构优化设计需要综合考虑飞行器的强度要求、重量要求和制造难度等因素。
三、飞行器机身结构的刚度优化设计方法（1）材料刚度选择：选择合适的材料刚度是飞行器机身结构刚度优化的关键。
对于需要较高刚度的部位，可以选择具有高模量的材料，如碳纤维复合材料。
同时，还可以采用层析布局来调整材料的刚度分布，使不同部位具有不同的刚度。
（2）结构刚度优化设计：通过在结构中添加适当的加强筋和支撑结构，可以增加飞行器机身的刚度。
此外，借助有限元分析和计算机模拟等方法，可以对机身结构进行系统地刚度优化设计。
某无人机机翼肋板断裂力学分析
某无人机机翼肋板断裂力学分析【摘要】本文立足于工程实际，对无人机机翼的静强度进行了计算，并针对机翼的肋板，求解了其应力强度因子，得到了裂纹长度与应力强度因子的关系。
随着裂纹的增长，应力强度因子不断增长，结构最终破坏失效。
本文目的是为无人机机翼结构的后续断裂性能研究提供分析方法和数据，为结构选型提供基础数据。
【关键词】无人机机翼；应力强度因子；机翼静强度；流固耦合；裂纹Analysis of Fracture Mechanics for an UA V’s Wing’s RibsWang Hai-peng，Wu Yong-dongAbstract：In this article，based on the practical engineering，the static strength of the UA V has been calculated，and for the wing’s rib，solving the stress intensity factor，get the crack length relationship with the stress intensity factor. With the growth of the crack，the stress intensity factor is growing，structure ultimately fail. The purpose of this article is providing a method for analysing the fracture properties of the UA V wing structure，and providing datum for selecting structure type.Keywords：UA V wing，Stress intensity factor，Wing static strength，Fluid-structure coupling，Crack1、引言无人机作为未来战场的主战机种，受到越来越多国家的青睐，各国相继投入重金加以研发[1]。
飞机机身结构设计中的材料力学分析与优化研究
飞机机身结构设计中的材料力学分析与优化研究随着航空业的迅速发展，飞机机身结构的设计与制造越来越重要。
飞机机身结构的设计必须考虑许多因素，包括机身的重量、强度、可靠性、寿命和安全等方面。
为了使飞行器达到更高的性能，人们需要不断探索各种机身结构设计方法，并利用先进的材料力学分析与优化技术来提高机身结构的设计质量和效率。
材料力学分析是飞机机身结构设计中不可或缺的一环，它是通过计算机模拟和实验探测等方式分析材料的应力应变特性，以及其在不同外力作用下的变形和破坏特性。
在材料力学分析中，可以使用有限元法、弹性力学和塑性力学等方法，对机身材料的形变和破坏过程进行详细、准确地分析和预测。
通过材料力学分析，可以精确计算出机身结构所受到的不同载荷对材料性能的影响，并确定优化的材料和结构方案，以提高机身结构的强度、刚度和可靠性。
此外，机身结构材料的选择也是机身结构设计中的一个重要问题。
目前在机身结构中广泛应用的材料包括金属、复合材料、高分子材料等。
例如，铝合金是一种重要的材料，其具有优良的机械性能和成本效益，适用于中小型飞机的机身结构设计。
而碳纤维复合材料具有较高的强度、刚度和轻量化特点，广泛应用于大型飞机结构中。
在机身结构材料选择方面，材料力学分析是非常关键的，可以通过计算机模拟等方法，比较不同材料在不同情况下的应力应变特性和破坏机理，从而为机身材料的优化选择提供依据。
在机身结构设计中，还需要考虑机身的重量和强度问题。
机身结构的质量必须控制在合理的范围内，以实现起飞、飞行和着陆等基本性能要求。
在此基础上，机身的强度必须能够满足各种情况下的载荷要求，同时具备一定的抗疲劳和耐久性能。
针对这些要求，可以通过材料力学分析优化机身结构的设计，例如改变机身的形状或使用更强度更大的材料，来提高机身的承载能力和强度，达到减轻飞机重量、提高飞机性能的目的。
综上所述，材料力学分析与优化是飞机机身结构设计中至关重要的一步，可以为设计者提供预测和证明机身结构的可行性和有效性。
飞行器机身结构的疲劳与断裂行为分析
飞行器机身结构的疲劳与断裂行为分析飞行器的机身结构是其重要组成部分，承载着飞行过程中的各种载荷。
疲劳与断裂是机身结构可能面临的重要问题之一，本文将对飞行器机身结构的疲劳与断裂行为进行分析，并探讨相关的应对措施。
一、疲劳与断裂分析背景飞行器飞行过程中，机身结构会受到重复的载荷作用，例如气动载荷、重力载荷、惯性载荷等。
这些重复载荷会导致材料内部应力集中，从而引发疲劳损伤。
此外，机身结构还可能受到意外载荷、腐蚀、温度变化等因素的影响，引发断裂问题。
二、疲劳行为分析疲劳是机身结构可能面临的主要问题之一，其破坏形式主要表现为裂纹扩展导致的局部断裂。
机身结构的疲劳寿命与材料本身的疲劳性能、载荷的幅度和频率等因素密切相关。
疲劳寿命的预测是飞行器结构设计中的重要任务之一。
疲劳寿命的预测可以通过疲劳试验和建立数学模型来实现。
疲劳试验是通过对材料进行不同载荷下的反复加载，观察材料的疲劳断裂寿命。
数学模型则是通过建立与实际情况相符的载荷模型，利用疲劳损伤理论和材料力学原理，计算预测结构的疲劳寿命。
针对不同的材料和结构形式，可以采用不同的疲劳寿命预测方法。
例如对于金属材料，可以使用疲劳强度估算方法；对于复合材料，可以采用基于损伤机理的寿命预测方法。
另外，为了延长机身结构的疲劳寿命，可以采取一些应对措施。
例如，通过合理设计和优化结构，减少应力集中区域；采用合适的材料，提高结构的疲劳性能；定期进行结构健康监测，及时发现并修复裂纹等。
三、断裂行为分析断裂是指材料在受到外部载荷作用下发生裂纹扩展并最终破裂的过程。
机身结构的断裂行为也是一个重要的研究内容。
断裂行为的分析通常包括断裂韧性、裂纹扩展速率和临界裂纹长度等参数的确定。
断裂韧性是一个材料抵御裂纹扩展的能力，可以通过断裂韧性试验来测定。
裂纹扩展速率则是指材料中裂纹扩展的速度，受到载荷强度、环境温度等因素的影响。
临界裂纹长度是指裂纹扩展到一定长度时会导致结构失效的临界点。
断裂行为的研究可以帮助了解材料和结构的破坏机制，为结构设计和材料选择提供依据。
航空器机身结构优化设计与强度分析
航空器机身结构优化设计与强度分析航空器机身结构的优化设计是通过使用先进的设计和分析工具来确定最佳的机身结构布局和材料选型，以满足强度和重量的要求。
早期的航空器机身结构多采用金属材料，如铝合金和钛合金，而现代航空器机身结构则更多地使用复合材料，如碳纤维复合材料。
在机身结构优化设计过程中，需考虑以下几个关键因素：1.强度要求：航空器机身要能够承受各种外部和内部载荷，在起飞、飞行和着陆等工况下不出现结构失效。
强度要求通常由载荷和应力条件来确定。
2.轻量化设计：航空器机身需要尽可能地轻量化，以减少燃油消耗和增加航程。
轻量化设计可以通过优化结构的布局、减少不必要的结构和材料，以及使用高性能、轻量化的材料来实现。
3.结构布局优化：在机身结构设计中，需要确定机身的整体布局和各个部件的位置。
布局的优化可以使机身结构更加均匀分布载荷，减小结构的局部应力集中。
4.材料选型：在机身结构设计中，需要选择合适的材料来满足强度和重量的要求。
常见的航空器机身结构材料包括金属材料和复合材料。
复合材料具有高强度、轻重量和良好的疲劳性能等优点。
在机身结构强度分析过程中，主要考虑以下几个方面：1.载荷计算：根据航空器的设计要求，需对机身结构受到的各种外部和内部载荷进行计算和分析。
外部载荷包括气动载荷、重力载荷和地面载荷等，而内部载荷则包括机身压力、振动和温度等。
2.应力分析：根据载荷计算结果，需要对机身结构的应力进行分析。
应力分析涉及到使用有限元分析等工具，对机身结构进行离散建模和力学分析，得到机身结构在不同工况下受到的应力分布情况。
3.强度评估：根据应力分析结果，需对机身结构的强度进行评估。
强度评估可以通过比较应力分布和材料的强度特性，来确定机身结构是否满足设计要求。
如果机身结构强度不足，可能需要进行结构调整或改善材料性能。
4.数值模拟与验证：为了验证机身结构的强度和可靠性，可以使用数值模拟方法进行验证。
数值模拟可以通过建立机身结构的有限元模型，模拟机身结构在各种工况下的响应和应力分布。
某型飞机复合材料机翼翼梁断裂分析
某型飞机复合材料机翼翼梁断裂分析发布时间：2021-02-02T01:42:38.006Z 来源：《防护工程》2020年30期作者：辛志东毛森鑫张维银[导读] 本文对其复合机翼翼梁断裂进行了有限元建模及强度分析，根据分析结果，改进了设计，改进了试验夹持，后续静力试验满足设计要求。
中航飞机汉中飞机分公司陕西汉中 723000摘要：某型飞机机翼为全复合材料机翼，在机翼静力试验97%设计载荷时发生了机翼翼梁断裂，本文对其复合机翼翼梁断裂进行了有限元建模及强度分析，根据分析结果，改进了设计，改进了试验夹持，后续静力试验满足设计要求。
关键词：复合材料机翼；断裂0引言某型飞机机翼是全复合材料机翼，在机翼静力试验97%设计载荷时发生了机翼翼梁断裂，见图1，本文对其复合机翼翼梁断裂进行了强度分析。
复合材料是由两种或两种以上不同性质的材料用物理或化学方法在宏观尺度上组成的具有新性能的材料，复合材料是一种传统材料不可比拟的结构性能和功能性材料，以其可设计性强、比强度和比模量高、结构功能一体化等性能优点，已成为新材料领域三维重要主导材料，是现代工业发展、国防建设和科学技术创新不可缺少的基础材料。
而飞机上使用的复合材料主要指结构性能相当于或优于铝合金的复合材料，即先进复合材料，先进复合材料在飞机结构上应用的部位和用量已成为衡量飞机结构先进性和民机技术和市场竞争力的重要指标之一，复合材料的轻量化更是现代复合材料界重要的发展趋势，三维夹芯结构复合材料正是在这样的形势下应运而生并得到推广使用的。
资料显示，此类材料与钢材相比，质量减轻30%，而强度提高4倍。
国际民机市场上，波音787飞机复合材料占机体结构重量的50%，空中客车公司的A350XWB宽体飞机复合材料用量达52%，很多无人机和直升机复合用量更是达到90%甚至以上。
图2 机翼复合材料有限元模型3复合材料机翼强度分析复合材料宏观强度失效准则：碳纤维复合材料不同方向的强度是不同的，正交各向异性单向板有5个基本强度，其中XT:沿纤维方向的抗拉强度，XC: 沿纤维方向的抗压强度，YT: 垂直纤维方向的抗拉强度，YC:垂直纤维方向的抗压强度，S：沿纤维方向的抗拉强度。
直升机锻件疲劳断裂分析及无损检测过程评价
直升机锻件疲劳断裂分析及无损检测过程评价张立文◎（作者单位：哈尔滨飞机工业集团有限责任公司）固定盘耳片试验规定目标寿命为135万次，试验至8.9万次时在耳片加强筋位置发生开裂，固定盘材料为7075，模锻件。
耳片在试验中提前开裂，裂纹位于耳片加强筋与盘体交界处，从图片观察，裂纹整体较平直。
一、宏观观察沿开裂处将零件打开，对断口进行宏观观察，断裂线性源于加强筋内侧的R 转角处；断裂源区附近局部形貌，可见一半椭圆形的黑色区域，由黑色区域向四周发出的放射棱线，源区的半椭圆形区域与断面呈一定角度，在距离源区约1mm 处也可见一块呈三角形的黑色区域，对源区黑色区域尺寸进行测量，黑色区域长约为1mm，深约0.17mm，，在裂纹扩展后期可见弧线特征。
二、微观观察将此断口进行清洗后，利用扫描电镜观察断口低倍形貌、源区形貌，源区黑色区域无明显断裂特征；扩展区可见疲劳条带特征；瞬断区为韧窝特征。
将源区附近断面通过背散射观察，源区附近除了半椭圆形和三角形的黑色区域外，还存在一些细长的黑色区，并且可见一条连接表面至三角形黑色区的类似缝隙状特征，并且在半椭圆形黑色区旁边也可见一小片与其相似的区域。
对断面黑色区域进行能谱分析，源区半椭圆形黑色区O 元素含量高达31%，三角形黑色区O 元素含量高达46%，从表面到三角形黑色区的类似缝隙状形貌处的O 元素含量相对较低，约在4~7%之间，断口扩展区O 含量约为2%，能谱分析检测出的其他元素，均为合金元素，未见明显异常。
分析认为黑色区域为含氧量较高的缺陷。
三、金相观察在断口附近取平行断口试样磨制抛光腐蚀观察金相组织，流线偏向缺陷一侧，流线变形方向指向加强筋顶部；对流线顶部、加强筋内、外侧面进行显微形貌观察，流线顶部晶粒尺寸较大，内、外侧面晶粒尺寸较细小。
垂直断口方向磨制金相组织，观察缺陷位置显微特征，流线偏向加强筋内侧靠近断口源区位置，流线变形方向由盘体指向加强筋方向，靠近内侧表面的流线呈发散状；断口附近晶粒较细小，内外两侧面附近金相组织晶粒尺寸较大；对源区缺陷位置进行观察，缺陷所在平面与断面呈约30°~45°夹角，缺陷截面未观察到明显厚度，凸出区域为基体铝合金，缺陷附近可见细小、分叉的暗色条状特征，与断口线状缺陷一致。
一种无人直升机的机身框架[实用新型专利]
![一种无人直升机的机身框架[实用新型专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/f8e714337f1922791788e8e2.png)
专利名称：一种无人直升机的机身框架专利类型：实用新型专利
发明人：朱家乐,沈建平,沈建文
申请号：CN201220270857.1
申请日：20120608
公开号：CN202657241U
公开日：
20130109
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本实用新型提供了一种无人直升机的机身框架，包括两个侧板、起落架、尾管固定板、变速箱、若干个横梁、发动机固定板和启动器固定板，所述侧板分别与所述起落架、尾管固定板、变速箱、横梁、发动机固定板、启动器固定板固定连接，侧板含有若干折弯处，且两个侧板的结构对称相同。
本实用新型提供的无人直升机的机身框架，不同于普通无人直升机机身框架结构，机身框架刚性高、机体内无用的空间小，由于前后有折弯，使得机体两端收缩，便于流线型的机体外壳制作。
申请人：无锡汉和航空技术有限公司
地址：214000 江苏省无锡市无锡国家高新技术产业开发区震泽路18号无锡(国家)软件园狮子座A1楼
国籍：CN
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航空航天工程师在航空器机身结构分析中的关键要点与优化策略
航空航天工程师在航空器机身结构分析中的关键要点与优化策略航空航天工程师在航空器机身结构分析中起着至关重要的作用。
他们需要仔细评估机身结构的设计、强度和可靠性，以确保飞机的飞行安全和性能优越。
本文将介绍航空航天工程师在航空器机身结构分析中的关键要点和优化策略。
一、概述航空器机身结构分析是指对飞机机身进行力学计算和结构分析的过程。
该分析旨在确定飞机机身的强度、刚度和稳定性，以满足飞行操作和载荷条件下的安全性和性能要求。
航空航天工程师在这一过程中需要考虑以下关键要点和优化策略。
二、关键要点1. 材料选择：航空器机身结构在材料选择上必须考虑到强度、刚度、耐腐蚀性、可焊接性等因素。
常用的材料包括铝合金、钛合金和复合材料。
工程师需要根据飞机的设计要求和性能需求选择合适的材料。
2. 载荷分析：在机身结构分析中，工程师需要对飞机在起飞、爬升、巡航、下降和着陆等各个飞行阶段的各种载荷进行准确的分析。
这包括飞机自重、机翼升力、引擎推力、风载荷、操纵面力等。
3. 结构设计：航空航天工程师必须合理设计机身结构，使其能够承受静、动力学载荷和机舱压力等。
结构设计需考虑到机身的刚性、弯曲强度、剪切强度、扭转强度等因素，以确保结构的稳定性和强度。
4. 疲劳分析：机身结构在长期使用过程中会受到疲劳载荷的作用，因此需要进行疲劳分析。
航空航天工程师需要评估机身结构在不同飞行阶段和飞机寿命周期内的疲劳寿命，并采取相应措施来延长机身的使用寿命。
三、优化策略1. 结构优化：航空航天工程师可以利用计算机辅助设计和优化软件对机身结构进行优化。
通过反复的设计和分析过程，工程师可以找到最佳的结构形式和材料分布，以实现结构轻量化和强度优化的目标。
2. 仿真模拟：利用数值仿真技术，航空航天工程师可以模拟机身结构在不同载荷条件下的响应和应变情况。
通过这种方式，工程师可以更好地了解结构的强度特性，并对设计方案进行验证和改进。
3. 现场试验：为了验证分析和优化结果的准确性，航空航天工程师需要进行现场试验。
航空航天工程师在航空器机身结构分析中的关键要点与优化策略
航空航天工程师在航空器机身结构分析中的关键要点与优化策略航空航天工程是现代科技领域中的重要分支，航空器的机身结构是其安全与性能的基石。
航空航天工程师在航空器机身结构分析中扮演着关键的角色，他们需要重点关注一系列要点，并制定适当的优化策略以确保航空器的性能和可靠性。
本文将探讨航空航天工程师在航空器机身结构分析中的关键要点和优化策略。
一、航空器机身结构分析的关键要点1. 材料选择：在航空器机身结构设计过程中，合适的材料选择至关重要。
工程师需要考虑材料的强度、刚度、密度、抗腐蚀性能等因素，并结合航空器的设计要求进行选择。
常用的材料包括铝合金、复合材料、钛合金等，不同材料的选择会对航空器性能产生不同的影响。
2. 结构布局与连接设计：航空器机身结构的布局和连接设计需要经过详细的分析和计算。
工程师需要考虑机身的强度和刚度要求，以及航空器各部件之间的相互连接方式，以确保整个机身结构的稳定性和完整性。
结构布局的合理性对于航空器的静态强度、动态特性和飞行舒适性等方面都至关重要。
3. 结构分析与仿真：航空航天工程师需要进行结构分析与仿真，以评估航空器机身结构的性能和可靠性。
这需要借助专业软件和数值计算方法，进行强度、刚度和耐久性等方面的分析。
通过仿真，工程师可以发现潜在的问题并进行相应的优化，以确保航空器在各种工况下的安全和可靠性。
4. 动力学分析：在航空器设计过程中，工程师还需要进行动力学分析以评估机身结构对于外部载荷和振动的响应。
这包括对于气动载荷、惯性力、飓风和地震等外部因素的分析。
动力学分析的结果可以指导机身结构的优化设计，提高航空器的飞行性能和运行稳定性。
二、航空器机身结构分析的优化策略1. 重量优化：航空器机身结构的重量是影响航空器性能的重要因素之一。
航空航天工程师可以通过减少材料的使用量、选择轻量化材料、进行结构布局的优化等方式来降低机身的重量。
重量优化不仅可以提高航空器的运载能力，还可以减少燃料消耗并降低对环境的影响。
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引言
现代飞机的机身结构型式有三种：桁梁式、桁条式和硬壳式。
在桁梁式机身结构里，桁梁用来承受机身弯曲正应力。
对一般单旋翼带尾桨式直升机，机身结构承力形式主要包括机身前段、机身中段、机身后段三部分。
其中，中段主要是发动机舱、主旋翼的传动系统、舵机系统等，主要承受由主旋翼等各部分传来的集中载荷和分布载荷。
对于此款无人直升机结构，机身框架是直升机的骨架架构，承载整机的重量和发动机系统、传动系统、操纵机构等系统的安装，主要由管材以桁架形式焊接而成。
它的结构强度直接影响直升机的使用性能。
由于桁架结构自身受到各器件重力、循环载荷等的作用力，且焊接过程会产生焊接应力，框架某处可能会出现应力集中现象，致使框架出现断裂。
构件在交变载荷的多次作用下，尽管此交变载荷的量值远小于该构件的静强度破坏载荷，但构件中仍可能产生裂纹并逐渐扩展至突然破坏，即发生疲劳破坏。
针对这一问题，本文分析框架断裂原因，采用局部加强方式进行优化设计。
经过计算可知，优化改进后的框架应变明显减小且应力分布均匀，较好地消除了应力集中现象。
１ 问题描述
这款直升机的机身框架主要由20CrMo钢管焊接而成，产生断裂处位于离合器附近，而此处是主要受力部分，如图1所示，在焊接处附近产生断裂裂纹。
断裂发生在焊缝附近，断口表面高低不平，大部分区域无明显塑性变形，宏观上呈脆性断裂特征，如图2所示。
根据断口检查和金相分析结果可以初步判断，断裂发生在焊缝附近。
局部焊缝内和断口源区可见含O、Fe、Si 等元素的夹杂物，应该是焊渣。
焊渣的存在会使该处应力集中，并在反复交变应力的作用下引起开裂。
这种断裂属于疲劳断裂，断裂起源于焊缝附近。
图１ 框架断裂图 图２ 管子断口宏观形貌２ 强度计算模型
2.1 模型建立
利用CATIA建立框架的三维模型。
为计算简便，省略滑橇、发动机挂点等不影响计算结果的附件。
四面体自由网格划分，原模型单元类型为TE4，单元数为130242，节点为42562，如图3所示。
图３ 有限元模型
2.2 模型材料参数
此框架结构材料为
的钢管焊接而成，弹性模量为2×1011
密度为7860kg/m3。
2.3 模型载荷及边界条件
摘 要：以某型无人直升机机身框架为研究对象，分析断裂原因，采用三维建模，并应用有限元方法进行分析计算，得出断裂主要由应力集中所造成，与金相分析得出的结论一致。
同时，采用增加腹板形式进行优化改进，并进行静态与动态分析。
结果表明，应变明显减小，应力分布均匀且没有影响整体动态性能。
分析和实际使用表明，框架强度明显提高，应力集中情况得到明显改善。
关键词：机身框架 断裂 有限元分析
呈45°角。
由于框架底部还有滑橇部分连接，所以计算时将框架底部自由度全部约束。
2.4 静态计算结果分析
静力分析主要考虑模型的应力应变情况。
将原有模型和改进模型进行对比，分析多次优化后的模型是否在应变上减小、是否应力也减小且应力分布更加均匀。
应力云图如图4、图5所示。
可以看出，原框架在断裂位置出现明显应力集中，在循环应力作用下很可能出现疲劳破坏而产生断裂。
具体地，最大等效应力为339MPa，最大应变为2.11mm。
图４ 原框架应力云图
图５ 原框架应变云图度不小于885MPa，这样优化前最大等效应力339MPa和优化后最大等效应力235MPa都远小于材料的强度极限，进一步说明材料并没有达到屈服极限，而断裂是由于应力集中造成疲劳破坏造成的。
４ 结语
框架断裂是由于受力最大处的应力集中造成的。
当受到循环动态载荷或交变应力作用时，容易在应力集中处发生疲劳破坏。
而实验分析得出，局部焊缝和断裂源区存在焊渣，会在该处产生应力集中，并在交变应力的作用下易引起疲劳开裂。
可见，两者的结论是一致的。
针对这一情况，可通过在应力最大部位设置加强腹板，以有效改善应力集中情况，使应力分布尽量均匀。
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，
2004.
[2]张呈林，郭才根.直升机总体设计[M].北京：国防工业出版社，
2006.
[3]孙之钊，萧秋庭，徐桂祺.直升机强度[M].北京：南京航空
航天大学，2008.
Fracture Analysis and Optimization Calculation of Fuselage Frame of An Unmanned Helicopter
MA Jingzhi, Zhang Zhiqing, Wu Kaichun
(the sixtieth Institute of the general staff, Nanjing 210016)
Abstract: An unmanned helicopter fuselage frame as the research object, analyze the reason of the fracture by three-dimensional modeling and application of finite element method for calculation and analysis, the fracture mainly by the stress concentration caused by the metallographic analysis, the conclusion is consistent. Then, the optimization and improvement of the web form are carried out, and the static and dynamic analysis is carried out. The results show that the strain is obviously reduced, the stress distribution is uniform, and the overall dynamic performance is not affected. Analysis and practical application show that the strength of the frame is obviously improved, and the stress concentration situation has been improved obviously.
Key words: fuselage frame, fracture, finite element analysis。