飛機結構強度仿真的案例
飛機結構疲勞強度分析
1、飛機結構靜強度與結構可靠性計算: 結構靜強度計算方法有多種，但結構靜強度計算仍是結構設計的基礎，主要體現在下列三個階段。
1）飛機總體設計中的結構布局和結構形式的確定
2）對結構連接部位、開口區、復合材料鋪層等細節進行設計計算
3）結構靜強度校核階段
2、機翼和機身的強度估算：一般采用有限元方法，但在結構初步設計和結構強度分析時，常采用薄壁結構力學方法。
3、結構可靠性概念：可靠性是指結構在規定條件下和規定時間內，完成規定功能的能力。結構可靠性定義的要素是三個“規定”(“規定條件”、“規定時間”、“規定功能”）
結構在規定的條件下和規定的時間內，完成規定功能的概率稱為可靠度。
結構在規定的條件下和規定的時間內，喪失規定功能的概率稱為不可靠度或失效概率。
作為飛機結構的可靠性問題，從定義上可以理解為：“結構在規定的使用載荷/環境工作下及規定的時間內，為防止各種失效或有礙正常工作功能的損傷，應保持其必要的強剛度、抗疲勞斷裂以及耐久性能力?！笨煽慷葎t應是這用能力的概率度量。
4、1）結構靜強度可靠性是指結構元件或結構系統的強度大于工作應力的概率；
2）結構安全壽命可靠性是指結構的裂紋形成壽命小于使用壽命的概率；
3）結構損傷容限可靠性則一方面指結構剩余強度大于工作應力的概率，另一方面指結構在規定的未修使用期內，裂紋擴展小于裂紋容限的概率。
4）其它可靠度度量方法：
結構的失效概率F(t)，指結構在t時刻之前破壞的概率；
失效率λ(t)，指在t時刻以前未發生破壞的條件下，在t時刻的條件破壞概率密度；
平均無故障時間MTTF(Mean Time ToFailure)，指從開始使用到發生故障的工作時間的期望值。
5、飛機結構承受的疲勞載荷：
1）機動載荷：它是由于飛機在機動飛行中，過載的大小和方向不斷改變而使飛機承受的氣動交變載荷。
展開 飛機結構分析—如何實施飛機結構全局仿真過程（附文檔）
飛機結構分析：如何實施飛機結構全局仿真過程
端到端的飛機結構開發流程使飛機結構設計過程更加高效
飛機制造項目往往大量延誤，造成高達50%的成本超支。這些延誤不僅造成數百萬美元的資金消耗，還造成數十億美元的違約金。飛機60%的一次性費用花費在飛機結構開發方面，任何結構開發流程的改進都會帶來重大影響。
通過使用飛機結構工程和分析的端到端過程，在整個產品生命周期充分利用仿真功能，制造商已經能夠及時、以可預測的性能提供創新產品。此過程使得制造商能夠：
縮短模型準備時間
減少設計-分析迭代
評估不同學科之間的取舍
簡化及時交付并提高設計質量
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展開 飛機結構疲勞強度與斷裂分析
四、影響飛機結構疲勞強度的因素
根據部隊和工廠維修實踐，影響飛機結構疲勞強度的因素主要有以下四個方面：
（一）應力集中的影響
大量破壞事例證明：應力集中是影響飛機結構疲勞強度的主要因素，疲勞源總是出現在應力集中的部位。如開孔、開槽、倒角、螺紋等處容易出現疲勞裂紋。
（二）表面加工質量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質量不高，也是影響飛機結構疲勞強度的重要因素。
（三）裝配效應的影響
使用經驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應對結構的疲勞強度影響很大。
（四）使用環境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產生無數的小應力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。
3.高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結構的疲勞強度也有影響。
4.熱疲勞
構件在交變的熱應力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的；②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現為金屬表面細微裂紋網絡的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環境下工作的構件，因為受到噪音的激勵而產生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機結構疲勞強度的措施
目前飛機設計制造，在結構布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結構疲勞強度。這里僅就與使用維護有關的方面作一介紹。
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（二）表面加工質量的影響
大量的破壞事例也證明：表面加工質量不高，也是影響飛機結構疲勞強度的重要因素。
（三）裝配效應的影響
使用經驗和疲勞試驗表明，各種裝配效應對結構的疲勞強度影響很大。
（四）使用環境的影響
1.腐蝕疲勞
金屬受到腐蝕，將產生“腐蝕疲勞”，使疲勞強度降低，因為腐蝕使金屬表面產生無數的小應力集中點，促使疲勞裂紋的形成。
2.擦傷疲勞
當兩個相互接觸的固體表面具有微小的相對運動時，表面會受到損傷，這就會引起“擦傷疲勞”（或稱“擦傷腐蝕”）。
3.高溫疲勞和低溫疲勞
溫度對結構的疲勞強度也有影響。
4.熱疲勞
構件在交變的熱應力作用下引起的破壞稱為“熱疲勞”。這種熱應力主要來自兩方面，①由溫度分布不均所引起的；②限制金屬自由膨脹或收縮所引起的。熱疲勞破壞常常表現為金屬表面細微裂紋網絡的形成，叫做“龜裂”。
5.聲疲勞
在聲環境下工作的構件，因為受到噪音的激勵而產生振動，由這種強迫振動引起的破壞，稱為“聲疲勞”或“噪音疲勞”。
五、提高飛機結構疲勞強度的措施
目前飛機設計制造，在結構布局、材料選擇和工藝方法等方面，都采取了許多措施來提高飛機結構疲勞強度。這里僅就與使用維護有關的方面作一介紹。
（一）減緩局部應力
由于應力集中是影響疲勞強度的主要因素。因此，減緩局部應力是提高構件疲勞強度的一項重要措施。在維護使用中減緩局部應力的方法，主要是增大圓角半徑和打止裂孔。
1.增大圓角半徑
減緩局部應力的一般原則是：防止截面有急劇的變化，當這種變化不可避免時，應保證這種變化有足夠的圓角半徑。
殲6飛機前起落架輪叉在接耳根部易產生裂紋，就是由于接耳根部的圓角半徑過小（只有），且接耳根部外緣的圓弧過渡區過小或根本未加工出來，形成尖角造成的。
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飛機強度計算--結構靜度計算
飛機強度計算--結構靜度計算
某型飛機前服務門強度剛度分析與結構改進
以某型飛機前服務門為研究對象，采用HyperMesh軟件建立有限元模型，通過對其在極限氣密載荷下強度剛度的分析，得到前服務門的應力和變形的分布情況。以此確定前服務門門體與門框剛度匹配的實際情況，找出前服務門密封性能不佳的原因，并提出和驗證解決此問題的結構改進方案。
郭琦_某型飛機前服務門強度剛度分析與結構改進.pdf
干貨 | 飛機結構疲勞強度的影響因素及改進（附設計手冊下載）
在使用中，應盡力防止構件表面人為地造成傷痕
過去有不少人認為，碰傷、劃傷一點，只能觸及飛機結構的一點毛皮，不會影響飛機壽命。這種認識是片面的。
3. 提高表面材料強度，能使抗疲勞能力增加
常用的方法是滲碳、滲氮、氰化、高頻電表面淬火、滾壓、噴丸和擠壓強化等。這些方法使材料表面組織變化，強度增加，因而疲勞強度增加。
4. 對承受交變載荷的連接件，在裝配時施加短梁的預應力，也可以提高連接件的疲勞強度。
六、《下一代飛機設計》手冊
受到二氧化碳減排需求的推動，電氣化已經成為飛機制造行業的主要發展趨勢。未來飛機設計（例如電力推進型飛機和氫動力飛機）需要創新型技術和流程。
本手冊列舉了航空工程面臨的種種挑戰，并詳細闡述了如何采用基于模型的系統工程 (MBSE) 方法幫助飛機制造企業和供應商實現未來飛機的創新設計。
了解如何部署全面的數字化雙胞胎以實現性能工程，通過真實情況仿真推動行為驗證和確認，消除不同學科之間的相互孤立現象以高效應對設計難題。
內容節選
未來飛機如何創新？
如何重新思考下一代飛機工程？
掃碼下載本手冊，告訴你答案
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展開 結構專欄 | 防空彈碎片對飛機的侵徹仿真
重點介紹防空彈產生的破片對飛機不同位置侵徹過程進行仿真，以說明防空彈的威力。
限于作者研究領域有限和軟件操作習慣等因素，錯誤必然很多，對于文中不正確的地方，歡迎大家批評指正。
1、艦載導彈-RIM162增程海麻雀
比如艦載中程防空導彈中紅旗-16B射程有70公里左右，僅從射程來看遠勝美海軍的RIM162增程海麻雀，但卻存在導彈存在尺寸大，只能1彈1坑布置等問題，所以作為軍迷個人將最強艦載中程防空導彈的桂冠賦予了能實施“1彈4坑”布置的RIM162增程海麻雀。
2、陸基遠程防空導彈
陸基遠程防空導彈：美國THAAD“薩德”防空導彈系統，就目前來看，最先進最牛叉的，除了防空導彈本身厲害以外，采用動能殺傷技術，攔截彈的破壞機理則是“碰撞-殺傷”，以高速撞擊來引爆目標彈頭，作戰高度為40至150公里，最大射程300公里，可防衛半徑200千米的區域。
最厲害的是其X波段雷達系統，探測距離高達2000公里以上，能夠攔截射程為3500公里的彈道導彈，在870千米距離探測到雷達截面積較小的隱形目標，故具備相當的反隱型戰機能力。
THAAD“薩德”系統能在580千米左右的距離精確評估目標彈頭的預計位置，并識別假彈頭；是唯一能在大氣層內和大氣層外攔截彈道導彈的防空系統，事實上屬于末段高空區域防御系統。（以上內容引用知乎）以下是筆者對防空彈產生的破片對飛機不同位置侵徹過程進行仿真，說明防空彈的威力。
一、模型建立
根據飛機的尺寸建立仿真模型，如圖1所示，為了降低網格劃分周期及計算機的占用率，用3D對稱模型（即一半模型進行分析）。
展開 流體仿真計算、結構強度計算、ANSYS有限元分析，仿真分析培訓，流體、結構類輔材供應
業務方向：流體仿真計算、結構強度計算、ANSYS有限元分析，仿真分析培訓，流體、結構類輔材供應。
聯系電話：王經理 15900979745
飛機強度計算方法--疲勞強度計算
飛機強度計算方法--疲勞強度計算
設計仿真 | MSC Apex通過創成式設計有效優化飛機結構件
圖3:最終設計的Von Mises應力和變形圖(歸一化到原支架的仿真結果)。最終設計的最大應力為原設計的45%，最終設計的最大變形為原設計的70%。
物理試驗及結論
新設計的部件能夠承受飛機上的載荷條件，該部件安裝在拉伸試驗機上，并施加了原始部件設計的最大載荷。優化后的組件順利通過了這一加載條件，沒有任何缺陷，最終能夠承受其設計載荷的225%，這證明了優化設計的結構有效性。
帕德博恩大學的研究人員表明，不僅兩部分組件被一個單獨的部件所取代，而且與原始設計相比，最終的設計重量減輕了63%，最大應力降低了55%。此外，意外的是，最終獲得的優化零件，只需要五個原始附著點中的四個。MSC Apex Generative Design最大的優勢之一是創新、易于使用的界面，不需要有限元建模（FEM）專家即可完成優化設計。
圖4：該航空支架的優化設計使其重量減輕了63%
點擊了解產品更多詳情：MSC Apex新一代的CAE仿真平臺
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談談飛機結構細節應力分析技術 附實用飛機結構應力分析及尺寸設計下載
下載地址：實用飛機結構應力分析及尺寸設計
接結構強度仿真分析
有需要仿真的，請聯系我，謝謝
大客車結構強度、振動及疲勞仿真分析
大客車結構強度、振動及疲勞仿真分析
目前長途客運大客車多為承載式車身，相對于非承載式車身，既降低了車架自身重量，又增加了整體剛度，而城市低地板客車、低速觀光車、機場擺渡車、校車等一些特殊領域，由于設計需求不同，采用的仍然是非承載式車身或半承載式車身。車輛設計時，不同形式的車身反饋出來的問題多有不同，其安全系數、載荷大小、重點分析工況等也不盡相同。
采用CAE方法對車身骨架進行仿真分析，可以在設計階段模擬車輛的各種行駛工況，可以快速、全面地獲得結構的剛度、強度、振動特性、疲勞性能等方面的問題，并進行徹底的結構優化。沒有計算機仿真技術而關起門來造車的時代已經不復存在。
客車分析需要考察的基本工況包括：剛度分析、強度分析、模態分析、疲勞分析，以及部分特殊車輛的側翻、碰撞分析。（今天和大家討論的是基本內容，有的朋友喜歡要“干貨”，把關鍵問題點透，就是“干貨”，例如懸架系統的合理簡化方式、帶平衡軸板簧的簡化方式等等，潛意識的簡化往往帶來錯誤的分析結果，有需求的朋友可以進一步交流每個環節的關鍵問題。）
剛度分析主要考察車身抵抗變形的能力，包括彎曲剛度、扭轉剛度，問題車輛往往導致的后果是玻璃脫落或破裂、車門閉合不嚴等問題。
強度分析主要考察：
1、彎曲工況：
考察車輛滿載并受到路面沖擊時的強度，根據使用路況的不同，采取的動載系數一般為1.5~2.5范圍內：
2、轉彎工況：
一般考察車輛滿載以指定車速、方向盤打死情況下或鄰近側翻時車身的強度（估計不會有人這樣開車，但也不能遇上這樣的手就車架開裂吧），此時車輛除了承受重力載荷，還承受側向加速度。
3、制動工況：
制動時的制動加速度取決于參考路面的附著力系數和制動力的分配情況，有的車輛允許車輪抱死，則取最大路面附著力系數，不允許抱死的車輪需要參考制動力大小。
展開 某行走機構多體動力學與結構強度聯合仿真分析
圖7 新結構應力云圖
通過上述分析結果，可以看到新優化結構應力水平已經大幅降低，絲杠應力為149MPa，車架應力水平130MPa，其可靠性已經得到充分保證。
4、結論
本文應用HyperWorks軟件多個模塊產品，對某產品行走機構進行了多體動力學與結構強度聯合仿真分析。分析結果與結構實際破壞情況完全吻合，說明分析結果的準確性。通過多體動力學分析進行鉸點優化，大幅降低了機構在實際工作過程的交變載荷幅值；通過對部件結構進行優化，進一步提高了結構強度。兩者共同作用，最終優化結構應力水平大幅降低，保證了產品的可靠性。
文章來源：CAE仿真學社
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