abaqus飛機分析的案例
Abaqus在飛機機翼仿真分析中的應用
可以運用Abaqus的梁單元、桿單元、殼單元、三維實體單元對機翼進行靜力分析、動力響應分析（模態、顫振、抖振等）、失穩分析、損傷容限分析、結構優化設計。
對機翼和機身的連接部件、機翼的固定件還可以運用Abaqus的非線性功能進行塑性和接觸等非線性分析。
縫翼滑軌模型裝配件分析
飛機的前緣縫翼是民用客機、大型飛機常用的增升活動面，是通過滑軌在滑輪組架中的運動來改變機翼的翼型，以達到增加升力的目的。滑軌在滑輪組架中的運動就是一個典型的接觸問題。
滑輪組架內在每根滑軌的安裝位置沿滑軌法向和側向各布置了兩組滾輪。當縫翼翼面上的載荷傳到滑軌上時，滑軌受力變形，其上下表面就會有滾輪與滑軌表面發生接觸，從而限制滑軌的法向運動；其左右兩側也會有滾輪與滑軌腹板表面發生接觸，從而限制滑軌的側向運動。
在結構受載過程中，究竟是哪一個或哪些滾輪與滑軌發生接觸，從而為其邊界約束就是邊界非線性有限元分析所要考慮的主要問題。
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展開 Abaqus在飛機起落架機構運動及零部件分析中應用
在飛機設計里，起落裝置的設計是十分重要的環節，為了保證飛機的安全起飛、著落，要求起落架具有足夠的強度、剛度與沖擊性能。為了使飛行器離地后具有良好的性能，還要求起落架應足夠的輕。
可以運用Abaqus的多種單元對起落架進行靜力分析、動力響應分析，飛機著陸過程是典型的沖擊類問題，Abaqus/Standard是最優秀的隱式求解器模塊，可以求解系統級的非線性結構靜力學問題，Abaqus/Explicit是目前最好的顯式求解器模塊，可以求解瞬態動力沖擊仿真程序，可對著陸過程進行沖擊分析、機構運動分析、失穩分析、損傷容限分析，從而實現對起落架的優化設計。
起落架在載荷上要承受強沖擊載荷，在結構上又有高阻尼緩沖元件，因此起落架的分析是高度非線性分析，Abaqus的連接器單元（滑動、摩擦、阻尼、彈簧組合）可方便地模擬多種阻尼緩沖件的靜、動力特性，因此在起落架的分析中可以考慮進所有的主要因素。
由于Abaqus軟件集線性和非線性靜力學和動力學、機構運動分析和瞬態分析于一體，因此可以實現起落架的統一有限元分析解決方案
…………
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展開 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
本文從飛機結構疲勞專業所需開展的細節應力分析工作角度，對結構有限元分析發展及細節分析方法進行了描述。著重闡述了基于力邊界的Global-Local細節分析方法的原理及相關關鍵技術。通過獨創的分析流程以及自主開發的軟件體系，形成了細節分析完整解決方案，并在我所的各個型號中得到了廣泛應用，大大提高了工作效率和質量，使飛機結構的疲勞品質得到飛躍性的提升。該項技術是疲勞專業針對工作中遇到的技術難題，通過自主創新，不斷的完善與改進而逐步形成的。
1結構疲勞
戰鷹矯健的身姿離不開輕盈而強勁的身軀，上下翻飛的機動產生的重復載荷作用在機體結構上不可避免的產生結構疲勞問題。這種受力結構在交變載荷作用下，逐步開裂而失效的現象就是結構疲勞。航空史上，由結構疲勞導致的機毀人亡的事故屢見不鮮。
火車車軸疲勞研究（史上第一次）▲
飛機結構失效大部分是由疲勞產生的，下面是典型案例。
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 
Abaqus在飛機復合材料中的應用 附abaqus官方復合材料教材下載
在下一代飛機設計中，復合材料的大量應用對分析技術提出新的挑戰。例如在某客機各種材料的使用狀況，其中復合材料的比例約為50%。
借助于多層殼、實體殼及實體單元可以建立復雜的復合材料模型，這些單元允許疊加各向同性或各向異性材料層，材料方向允許變化。Abaqus提供的失效準則有最大應變失效準則、最大應力失效準則和Tsai—Wu失效準則等，用戶也可以通過用戶子程序來定義自己的失效準則。Abaqus的復合材料功能特別適合于大量應用復合材料的新型飛行器。
Abaqus/CAE中復合材料的建模技術
在Abaqus/CAE中，有專門的復合材料設計模塊plyup。應用該模塊可對復合材料進行鋪層設計。對于每一個鋪層，可以選擇鋪層應用的區域、使用的材料、鋪層的鋪設角度、厚度等。對于鋪層較多的結構件，Abaqus/CAE提供了很方便的檢查手段，可顯示鋪層沿厚度方向將每一層分離展示，一目了然，這也是數字化設計的一大優點。
后處理模塊中，可以顯示每一個鋪層厚度方向上的應力、位移、損傷云圖，也可以顯示復合材料厚度方向上變量的變化曲線。
復合材料建模模塊（CMA）
通常情況下，在進行仿真分析中，復合材料鋪層都是按照理想設計進行分析的。而在復合材料實際的加工制造過程中，纖維鋪層不可避免地會發生折疊、交錯，因此纖維的方向以及鋪層的厚度都會發生變化。如果再按照理想設計的復合材料鋪層去進行分析計算，就得不到真實結構的力學性能。
Composite Modeler for Abaqus/CAE（CMA）確保在建模初始階段就能考慮鋪層的工藝性能，確保復合材料鋪層在工藝上的可行性。這樣避免了日后在研發周期上由于重新設計而增加的成本。此模塊還可以生成制造數據以確保最終的零件與分析模型相符。
展開 Abaqus飛機起落架扭力臂拓撲優化
導讀
Abaqus除了可以對結構進行強度分析，同樣也自帶強大的優化功能，下面通過一個簡單的實例演示在Abaqus中進行拓撲優化，另外，如果需要更加強大的拓撲優化仿真，可以在TOSCA中進行。
定義接觸屬性
只創建接觸屬性，不定義任何參數，代表了創建光滑的硬接觸，接觸面選擇為扭力臂和銷釘的連接處，其中一個設置為tie。
由于扭力臂和銷釘有間隙，因此需要進行接觸穩定控制
創建完成后接觸界面如下
創建固定邊界條件
控制RP2自由度
創建負載如下
創建優化任務
創建最小應變能響應
創建體積響應
創建約束條件
提交計算，查看結果
Abaqus在飛機復合材料中的應用
在下一代飛機設計中，復合材料的大量應用對分析技術提出新的挑戰。例如在某客機各種材料的使用狀況，其中復合材料的比例約為50%。
借助于多層殼、實體殼及實體單元可以建立復雜的復合材料模型，這些單元允許疊加各向同性或各向異性材料層，材料方向允許變化。Abaqus提供的失效準則有最大應變失效準則、最大應力失效準則和Tsai—Wu失效準則等，用戶也可以通過用戶子程序來定義自己的失效準則。Abaqus的復合材料功能特別適合于大量應用復合材料的新型飛行器。
Abaqus/CAE中復合材料的建模技術
在Abaqus/CAE中，有專門的復合材料設計模塊plyup。應用該模塊可對復合材料進行鋪層設計。對于每一個鋪層，可以選擇鋪層應用的區域、使用的材料、鋪層的鋪設角度、厚度等。對于鋪層較多的結構件，Abaqus/CAE提供了很方便的檢查手段，可顯示鋪層沿厚度方向將每一層分離展示，一目了然，這也是數字化設計的一大優點。
后處理模塊中，可以顯示每一個鋪層厚度方向上的應力、位移、損傷云圖，也可以顯示復合材料厚度方向上變量的變化曲線。
復合材料建模模塊（CMA）
通常情況下，在進行仿真分析中，復合材料鋪層都是按照理想設計進行分析的。而在復合材料實際的加工制造過程中，纖維鋪層不可避免地會發生折疊、交錯，因此纖維的方向以及鋪層的厚度都會發生變化。如果再按照理想設計的復合材料鋪層去進行分析計算，就得不到真實結構的力學性能。
Composite Modeler for Abaqus/CAE（CMA）確保在建模初始階段就能考慮鋪層的工藝性能，確保復合材料鋪層在工藝上的可行性。這樣避免了日后在研發周期上由于重新設計而增加的成本。此模塊還可以生成制造數據以確保最終的零件與分析模型相符。
展開 基于ANSYS的飛機機翼仿真分析模板庫建立
摘 要：飛機機翼的力學性能對整個飛機的飛行影響非常重要。隨著計算力學的發展，飛機機翼的有限元性能分析朝著集成化、結果一致性的方向發展。本文通過ANSYS的ACT平臺，建立了基于ANSYS Workbench的飛機機翼仿真分析模板庫，可以實現機翼參數化建模、強度分析和模態分析。通過調用該模板庫，可以提升仿真分析的效率，同時可以確保分析結果的一致性。
關鍵詞：飛機機翼模板庫;ANSYS Workbench;ACT平臺;仿真分析;
一、引言
飛機機翼作為關鍵結構，對飛機的飛行性能影響至關重要。采用有限元分析對機翼進行正向設計或者設計優化已成為當前機翼設計的通用做法。機翼的優化迭代需要重復地繪制機翼幾何模型，降低了設計效率。而參數化的機翼模型可以快速進行建模，減少工作量，提高效率，縮短了設計周期，并且方便修改[1]。基于參數化模型的基礎，整合強度分析、模態分析性能評估，形成機翼仿真分析模板庫，提升效率的同時，可以確保仿真分析的一致性。
二、機翼仿真分析模板庫的建立過程及案例展示
2.1機翼仿真分析模板庫構建
ACT平臺的全稱是ANSYS Customization Tools，是ANSYS Workbench應用環境的客戶化定制開發工具，主要解決用戶在工程仿真應用中遇到的功能自定義和程序擴展的問題。借助ACT，用戶可以在ANSYS已有功能的基礎上，定制開發適合自身專業特點與特殊業務需求的新功能。使用ACT平臺，可在Workbench Project標簽中定制仿真工作流，將仿真工作流集成，過程和腳本組合進ANSYS生態系統。
整個機翼仿真分析模板庫在ANSYS ACT平臺進行實現，建立過程包括搭建用戶輸入界面、機翼參數化建模、分析計算等。
展開 Abaqus在飛機零部件加工領域應用
FormingFX模塊
成型過程(如殘余應力等)極大影響結構后繼分析,如碰撞,疲勞壽命分析等，航空零部件中存在大量的鈑金件，成型后的部件存在顯著的硬化、局部變薄和殘余應力等，考慮成型過程的影響，從而使結構分析更符合實際物理現象。
目前存在多種有效的仿真工具可以分別模擬鈑金成型和結構分析，幾乎沒有工具可以無縫集成鈑金成型和結構分析(即在結構分析中考慮成型的影響)，通常,成型分析需要非常精細的網格，而后繼結構分析則使用相對較粗糙網格，成型仿真和結構分析（碰撞、疲勞壽命分析、NVH分析等）往往是利用許多不同類型的軟件實現，這就涉及到數據的共享和重復利用，從工程應用角度，各種不同類型的軟件必然會使用不同的網格密度，網格形狀和單元積分公式。
FormingFX模塊采用高效，健壯的搜索算法和映射技術，可以將保存在Abaqus ODB或DYNAIN文件（源文件）中的成型結果映射到結構分析文件中，源文件中讀出成型分析結果，然后寫入結構分析文件（Abaqus inp文件） 。
結果映射—等效塑性應變
高速加工
隨著現代飛機高速、高機動性能要求的不斷提高，飛機的結構設計發生了較大的變化。從零件結構上看，為了減輕重量，提高飛機的結構強度和機動性能，新一代戰機盡可能地采用整體結構設計。由于整體結構構件復雜，形狀精度要求很高，其制造過程中最突出問題之一是存在加工變形。引起加工變形的原因很多，其中過大的切削力將直接影響加工工藝系統的變形、刀具磨損、加工精度和加工質量等是引起加工變形的重要因素之一。
展開 ANSYS workbench 飛機葉片模態分析 ￥10
本案例適合哪些人學習：
1、學習型仿真工程師
2、理工科院校學生
你會得到什么：
1、學習飛機葉片三維模型的處理
2、學習模態分析步的建立
3、學習模態分析的邊界條件的施加
案例介紹：
所使用軟件為ANSYS workbench2020R2.
案例介紹了ANSYS workbench 飛機葉片模態分析。
本案例完整得提供了分析相關所有的分析文件。
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電動飛機的誤解分析與研究綜述
電動飛機的誤解分析與研究綜述
王妙香 王元元
中國航空工業發展研究中心 北京100024
摘要：近年來，電動飛機已成為航空發展的熱點之一，受到越來越多的企業和研發機構的重視。但由于人們對電推進飛機和傳統推進飛機缺乏全面的理解，對電動飛機和混合電推進飛機的研究容易產生一些誤解。本文闡述并分析了電動飛機研制中容易產生的5種主要誤解及其產生的原因。在此基礎上，對電動飛機的發展前景進行展望，并預測電動飛機是未來航空工業的發展方向之一。
本文轉載自：航空科學技術
展開 
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。”可靠度則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 基于尺寸公差分析軟件3DCS的容差分析在商用飛機裝配中的應用
在航空領域，由于商業飛機的龐大尺寸以及持續的全球化生產流程，有必要在全球范圍內進行合作設計、制造和允許主要機身部分分開制造以減少成本。面臨的挑戰是如何集成這些組件而不會產生重大的生產問題。偏差分析是航空公司尺寸管理過程中的一個關鍵步驟，它通過評價公差、定位策略及裝配序列有效地減少制造過程中的裝配問題。通過利用3DCS的優點，進行偏差分析，可以縮短裝配集成問題和減少反復驗證費用。
目前3DCS已被多個航空公司指定為標準偏差分析工具。
X飛機集團 呂工
背景介紹
飛機裝配容差分析
裝配單元與裝配順序定義
裝配基準定義
配合約束定義
關鍵特征識別
幾何度量創建
三維容差分析
貢獻度分析
迭代優化
容差分配方案實例庫
【想獲得更多信息，請加技術鄰微信客服 jishulink888。也可以申請試用、免費測算、報名培訓、研發人員20人以上的企業可以申請免費上門內訓
展開 飛機結構疲勞強度與斷裂分析
二、飛機結構承受的交變載荷
（一）、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。機動載荷用飛機過載的大小和次數來表示。
2.突風載荷
它是由于飛機在不穩定氣流中飛行時，受到不同方向和不同強度的突風作用而使飛機承受的氣動交變載荷。
3.地－空－地循環載荷
飛機在地面停放或在地面滑行時，機翼在本身重量和設備重量作用下，承受向下的彎矩，但飛機離地起飛后，機翼在升力作用下，承受向上的彎矩。這種起落一次交變一次的載荷，稱為地－空－地循環載荷。這是一種時間長、幅值大的載荷。
4.著陸撞擊載荷
它是由于飛機著陸接地后，起落架的彈性引起飛機顛簸加到飛機上的重復載荷。
5.地面滑行載荷
它是由于飛機在地面滑行時因跑道不平引起顛簸，或由于剎車、轉彎、牽引等地面操縱而加到飛機上的重復載荷。
6.座艙增壓載荷
這是由于座艙增壓和卸壓，而加給座艙周圍構件的重復載荷。
在以上幾種疲勞載荷中，對殲擊機影響最大的是機動載荷、著陸撞擊載荷和地面滑行載荷。
（二）、交變應力
在上述交變載荷作用下，構件內部的應力也將是周期性變化的“交變應力”。
當交變應力規則地變化時，可以用正弦波形表示應力隨時間變化的情況。由圖可見，交變應力在兩個極值之間作用周期性的變化。這兩個極值中大的一個叫做“最大應力”，小的一個叫做“最小應力”。
交變應力每作一個周期性變化，叫做“應力循環”。為了說明交變應力的變化規律，通常用最小應力和最大應力的比值來表示，即：，這個比值叫“循環特征”（或“應力比”）。
在每一個循環中，當最大應力和最小應力相等而符號相反時，這樣一種應力循環叫“對稱循環”。
展開 飛機結構疲勞強度與斷裂分析
二、飛機結構承受的交變載荷
（一）、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。機動載荷用飛機過載的大小和次數來表示。
2.突風載荷
它是由于飛機在不穩定氣流中飛行時，受到不同方向和不同強度的突風作用而使飛機承受的氣動交變載荷。
3.地－空－地循環載荷
飛機在地面停放或在地面滑行時，機翼在本身重量和設備重量作用下，承受向下的彎矩，但飛機離地起飛后，機翼在升力作用下，承受向上的彎矩。這種起落一次交變一次的載荷，稱為地－空－地循環載荷。這是一種時間長、幅值大的載荷。
4.著陸撞擊載荷
它是由于飛機著陸接地后，起落架的彈性引起飛機顛簸加到飛機上的重復載荷。
5.地面滑行載荷
它是由于飛機在地面滑行時因跑道不平引起顛簸，或由于剎車、轉彎、牽引等地面操縱而加到飛機上的重復載荷。
6.座艙增壓載荷
這是由于座艙增壓和卸壓，而加給座艙周圍構件的重復載荷。
在以上幾種疲勞載荷中，對殲擊機影響最大的是機動載荷、著陸撞擊載荷和地面滑行載荷。
（二）、交變應力
在上述交變載荷作用下，構件內部的應力也將是周期性變化的“交變應力”。
當交變應力規則地變化時，可以用正弦波形表示應力隨時間變化的情況。由圖可見，交變應力在兩個極值之間作用周期性的變化。這兩個極值中大的一個叫做“最大應力”，小的一個叫做“最小應力”。
交變應力每作一個周期性變化，叫做“應力循環”。為了說明交變應力的變化規律，通常用最小應力和最大應力的比值來表示，即：，這個比值叫“循環特征”（或“應力比”）。
在每一個循環中，當最大應力和最小應力相等而符號相反時，這樣一種應力循環叫“對稱循環”。當應力變化是時有時無，即從零到最大值，又從最大值至零，這種最小值為零的應力叫做“脈動循環”。
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