復合材料機翼結構的案例
基于Hypersizer的機翼結構布置優化設計探討
摘要：當前大型民用飛機機翼多采用雙梁多肋式結構布局形式，選擇合理的肋間距和長桁間距有利于傳遞載荷和減輕 重量。采用 Nastran 與 Hypersizer 進行機翼加筋壁板的布置優化分析，可以解決因長桁位置改變帶來的重新建立有限元模 型問題。本文章針對大型民用飛機復合材料機翼，以T型加筋壁板的靜強度和穩定性為優化約束，以壁板重量最低為優化目標， 利用 Nastran 與 Hypersizer 對機翼的長桁間距進行了優化，得到了最優的長桁間距范圍為 250mm-300mm，壁板主要的失效模 式是最大應變失效。
關鍵詞：復合材料機翼結構布置；布置優化；加筋壁板優化；Hypersizer
引言
機翼結構設計是飛機總體設計中的重要組成部分，當 前大型民用飛機機翼重量約占使用空機重量的 20%~30%。 對于民機而言，飛機結構減重對減小輪檔油耗、降低運營 成本、提升飛機市場競爭力具有重要意義。
當前大型民用飛機機翼多采用雙梁多肋式結構布局形 式，沿機翼展向布置前、后梁和長桁，翼梁之間布置多個 翼肋。機翼盒段長桁和翼肋的數量直接影響了壁板的承載 能力，選擇合理的機翼布置參數有利于傳遞載荷和減輕結 構重量。在飛機初步設計階段，機翼結構布置的主要設計 優化目標是確定最優的長桁間距和肋間距，使得翼盒的結 構重量最小。
本文針對大型民用飛機復合材料機翼，采用有限元前 處理器 Patran 建立了機翼盒段有限元模型，在 Nastran 求解器中進行計算，并利用復合材料優化設計與分析軟件 Hypersizer 對盒段長桁布置進行優化分析，得到最優的長 桁間距，并對壁板失效模式進行了分析。同時，傳播相關 科學知識。
展開 傾轉旋翼機復合材料機翼動特性仿真分析
然而，傾轉旋翼機特殊的結構設計使其兼具了類似于直升機“地面共振”“空中共振”以及固定翼飛機回轉顫振的動力學不穩定問題，其中回轉顫振是傾轉旋翼機設計不容忽視的自激不穩定性問題。研究表明傾轉旋翼機的機翼剛度是影響回轉顫振穩定性的重要因素之一，其中扭轉剛度對回轉顫振穩定性的影響較大，弦向及垂向彎曲剛度的影響較小，適當提高機翼扭轉剛度能夠有效提升回轉顫振邊界速度。但是，復合材料機翼力學性能相比金屬材料更為復雜。國內外諸多學者針對傾轉旋翼機復合材料機翼開展研究探索。Rais-Rohani M.等研究了復合材料的方向剛度特性對傾轉旋翼機機翼剛度的影響，分析了動力等約束條件下最小重量機翼結構設計方法。Popelka等人通過機翼氣彈剪裁設計研究了機翼厚度對對V-22傾轉旋翼回轉顫振的影響，機翼最大厚度變化對回轉顫振速度邊界提升明顯。Sprangers,C.A等進行V-22傾轉旋翼機機翼仿真（如圖1）分析，并通過振動試驗研究對仿真結果進行了驗證，提高了全尺寸機翼研制設計把握。諸多研究證明了復合材料機翼結構設計在傾轉旋翼機研制中具有重要的工程意義。
基于有限元方法分析了傾轉旋翼機復合材料機翼動特性，通過文獻測試結果驗證了有限元分析結果的準確性和建立的機翼模型可信度。然后進行了復合材料機翼的構型設計分析，研究了蒙皮厚度和復合材料蒙皮鋪層角度對機翼動特性尤其是扭轉剛度的影響，為進一步提高傾轉旋翼機回轉顫振穩定性邊界提供方向。
機翼結構設計方案與動力學有限元模型
機翼結構由蒙皮、翼梁、翼肋、加強筋條、副翼等結構組成，蒙皮建模時通過復合材料鋪層方法設置單元材料屬性。根據受力特點，機翼蒙皮結構主要采用0度（或90度）和45度交替的鋪層方式。鋪層設計方案（原方案）具體見表1。
為了與參考文獻對比，數值模擬中忽略襟翼、副翼等結構對機翼動特性的影響，主要分析中間主承力部分。
展開 SGL集團攜手英國國家復合材料中心 共同研發碳纖維復合材料機翼
英國國家復合材料中心（NCC）日前與德國SGL集團達成合作協議，將針對航空、交通運輸和油氣等領域的市場需求，共同開發下一代復合材料生產技術，提升一級和二級結構件中復合材料的使用率。https://www.hongyantu.com/goodlist/sz/10372.html
目前，雙方已經利用NCC位于英國布里斯托的實驗設備開展碳纖維織物（包括無卷曲布等）先進加工工藝的項目研發。年內，雙方將利用SGL集團所提供的碳纖維無卷曲布生產出復合材料機翼樣件。https://www.hongyantu.com/goodlist/sz/10367.html
SGL集團纖維復合材料事業總裁Andreas Wullner表示說：“NCC具備研發新一代復合材料技術的經驗和實力。他們的優勢尤其體現在航空工業中。我們很榮幸能夠加入到NCC的戰略項目中，并成為NCC的一份子。雙方的合作將為復合材料的高效應用帶來新的技術和經驗儲備。同時，SGL集團也將借此機會在NCC內部設立辦公司，加強公司在英國市場的影響力。”
NCC首席執行官Richard Oldfieldi表示說：“我們很高興SGL集團能夠加入到NCC的創新網絡中來。我們對碳纖維技術有著共同的、深入的理解，同時對它未來的發展和應用前景都充滿了信心。相信自雙方的共同努力下，會創造出一系列令世人振奮的研究成果。”https://www.hongyantu.com/goodlist/sz/10362.html
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展開 ANSYS ACP復合材料鋪層固定機翼蒙皮肋筋仿真，附講解視頻及模型文件 ￥98
涉及ACP復合材料鋪層，后處理， Tsai-Wu 準則等相關設置方法。過程詳細，結果結果合理。相關復合材料鋪層均可使用該文檔方法設置完成。
附帶詳細講解視頻和案例模型
1. 概述
本指導文檔旨在幫助新手使用?ANSYS Composite PrepPost（ACP）模塊進行復合材料的分析。本教程以機翼蒙皮為案例，結合本教程，您將學習如何創建復合材料模型、定義材料屬性、設置鋪層、進行網格劃分、施加載荷和邊界條件，并最終求解和分析結果。
2. 操作流程
2.1 幾何處理
1. 幾何導入與處理：
o 在 SpaceClaim 或其他三維軟件（如CATIA、SolidWorks、Inventor等）中對幾何模型進行預處理，確保模型的完整性和準確性。
o 對于機翼蒙皮和肋板等復雜結構，需將蒙皮和肋板分割為獨立的面或體，以便后續定義接觸關系和鋪層順序。在接觸區域（如蒙皮與肋板的連接處），需進行精確的幾何分割，確保接觸面清晰且邊界明確。
o 為了便于共節點識別或接觸定義，可在接觸區域生成輔助線或面，確保網格劃分時節點對齊，避免因網格不匹配導致計算錯誤。
2.2 材料定義
1. 在左側Component Systems找到ACP模塊，拖拽到A模塊下Gometry下，這樣可以利用前面已有的模型。
2. 雙擊E模塊下的model，打開mechanical界面。
3.
展開 
復合材料機翼的靜力學仿真 ￥20
1.模型介紹：
修改飛機機翼的結構模型，定義層壓結構的材料屬性和堆疊順序。然后，執行靜態分析，使用Abaqus / Viewer可視化仿真結果。
方法教程來自于外網，附件是自己根據教程練習時建的cae模型，供參考。
主要內容：
-定義復合層的材料屬性
-創建和修改鋪層
-定義堆疊方向
-使用可視化模塊在不同層上創建可視效果
【已更新】詳細步驟教程及模型在附件中（僅供參考，方法是關鍵）。簡要步驟如下：
2.材料屬性：
3.定義鋪層：
蒙皮鋪層：
桁條鋪層：
此處更新（seat為4層，web為8層）
4.定義網格堆疊方向：
5.定義輸出：
6.后處理
展開 samcef飛機機翼復合材料分析
在科技高速發展的今天，隨著新型復合材料被不斷的開發出來，復合材料在航天、航空、汽車、造船、建筑、電子、橋梁、機械、醫療和體育等各行業都得到了廣泛的應用。復合材料有著耐用性、重量輕、耐腐蝕、強度高、低維護等諸多優勢，更向著耐高溫、高伸長率、高韌性和多功能的高性能復合材料發展，同時，由于復合材料具有各向異性、耦合效應、層間剪切等特殊性質，因此復合材料結構的精確仿真，已成為國內外研究的重點和迫切需求。
Samcef Composites是復合材料結構分析的專業和全面解決方案，包含專門的復合材料前后處理、豐富的復合材料單元及失效準則、以及幾乎所有類型的復合材料分析能力。Samcef Composites軟件在復合材料非線性分析能力如后屈曲、分層破壞及裂紋擴展分析、計算結果的準確性以及高效處理大規模問題的能力方面均處于業界的頂尖地位，并在歐盟的多個項目中得到驗證。在復合材料有限元、多體動力學及與控制的耦合分析方面也具有獨特的優勢。Samcef Composites與集復合材料設計/分析和生產為一體的FIBERSIM無縫集成，可以幫助工程師們隨意的構造復合材料模型，進行仿真模擬，為有限元分析和生產提供相關的復合材料分析/制造參數及材料加工數據。Samcef Composites在歐洲航空航天業界有著非常廣泛的應用，空客已經采用Samcef Composites做復合材料結構分析有二十余年，基于CAESAM平臺和SAMCEF求解器打造的結構分析平臺ISAMI更是被空客全球及其供應商作為統一的結構分析平臺使用。
展開 空客公司利用石墨烯復合材料制備機翼
通過用石墨烯改性樹脂的性能，可以使機翼前緣尾部邊緣更薄，減輕其重量同時保持其安全性。這將顯著節省燃料，降低飛行成本，增加飛機的使用壽命，減少尾氣排放。
“我們的小規模測試顯示了性能的提高。到2018年底，我們將測試三分之一的比例模型，”Reguero說。
“這項工作展示了石墨烯在改善航空航天領域所用樹脂基質方面的巨大潛力。它建立了石墨烯生產商、樹脂和復合材料制造商以及最終用戶密切合作開發新型復合產品的價值鏈。 “來自希臘FORTH的復合材料工作包負責人Costas Galiotis說。
Graphene旗艦公司科技官員Andrea·C·Ferrari教授及其管理小組主席補充說：“這是石墨烯旗艦公司合作的一個很好的例子。我們的三個工業合作伙伴聚集在一起解決一個關鍵問題并發現石墨烯提供了超越現有技術水平的解決方案。石墨烯技術的開發和系統集成遵循我們的創新和技術計劃，其中復合技術發揮著重要作用。
展開 梟龍戰機的機翼采用碳纖維復合材料，提升整機效能
其中最令外界感到好奇的，就是BLOCK3上的碳纖維機翼，根據目前的資料匯總，BLOCK3型的碳纖維機翼已經成為了定局，目前巴基斯坦使用的梟龍雙座教練機就采用了這種高強度復合材料。在垂尾翼盒，戰斗機機翼內段，邊條下都使用了碳纖維材料，進一步為機翼減重，提高整機的效益比。
而提起巴鐵的梟龍，就不得不提到另外一個“著名”機型：印度LCA光輝戰斗機。這款戰斗機之所以會成為被熱議的對象，源于該項目正式啟動與三十多年前，當時印度軍方決定自主打造一款高性能、高國產化的先進戰斗機，以此來奠定印度空軍裝備現代化的基礎。可是當LCA項目啟動之后，一系列的阻礙毫無懸念的出現了，由于印度軍方對國產戰斗機的期望過高，以至于LCA的預期性能完全超出了印度當時的工業和科技水準。再加上印度獨特的人浮于事的效率，以至于整個項目一拖再拖，直到2015年才正式向空軍交付了首架LCA戰斗機。
眼看著同樣定位于三代機，但是起步卻遠遠晚于LCA的梟龍戰斗機，被刺激最深的并非是印度軍方，而是身為光輝戰斗機的總設計師：拉比丹。有媒體報道稱，拉比丹雖然已經退居二線，但是當他得知梟龍戰斗機的戰績之后，還是忍不住向自己身邊的朋友發表感慨，他認為自己當年的設計并沒有疏漏，一旦LCA戰機按照工程預期如約交付，印度空軍從此將走上一條截然不同的道路。言到傷心之處，拉比丹忍不住落淚，稱自己已經為印度付出了一切，但是卻沒有得到該有的結果。
還有消息人士稱，拉比丹已經正式向總理莫迪致信，在信中他明確的提到，若是想要發展印度的軍工業，首先要實現印度工業現代化，同時大力培養屬于印度的科技人才，就如同東方大國那樣潛心研修。只有這條道路才能真的幫助印度實現真正的“自研自造”，拉比丹在信中強調，今后若是繼續忽視工業現代化對印度的重要性，無論提出何種優秀的設計方案都無力回天。
展開 復合材料結構設計知識共享系列之二復合材料沖擊損傷的來龍去脈
例如成功確認了國內研制的T300/改性雙馬可用于某軍機帶整體油箱復合材料機翼；發現了國內研制的另一款T300/改性雙馬材料體系的沖擊能量~壓縮破壞應變曲線門檻值偏低的原因是未進行適當的后處理，同時證實了將其固化溫度降低到200?C仍可滿足設計要求，解決了該材料體系在工程應用中遇到的難題。
圖2 國外設計手冊給出的設計值
2.2 沖擊后壓縮強度的研究和應用
從1980年代開始，工程應用部門逐漸發現，對復合材料蒙皮結構威脅最大的是制造和使用期間遇到的工具掉落等低能量外來物沖擊，因為這種沖擊往往從外表面無法發現，但內部可能已出現大量的內部缺陷，包括分層和基體裂紋，其壓縮剩余強度有可能只有完好材料的40%或更低，此后國外對沖擊損傷的研究轉為采用落錘方法引入損傷，然后測試其含沖擊損傷試樣的壓縮強度。隨著對復合材料結構設計的經驗積累，國外已認識到結構壓縮設計值的確定應基于開孔壓縮強度和沖擊后壓縮強度（見圖3），特別是后者。
圖3 用于確定結構設計值的條件
前面提到1970年代初國際石油危機爆發，碳纖維在民用飛機的機體結構上的應用提到議事日程，美國NASA和FAA贊助了ACEE（飛機能效）計劃，當時的目標是把復合材料最終用于機翼機身等主承力結構。由于對沖擊損傷的考慮復合材料結構壓縮設計值只能取為3000~4000με，美國和歐洲在關于論證復合材料機翼方案時均指出，為使減重得到的效益超過使用復合材料帶來成本的增加，其必要條件是把壓縮設計值提高到6000με。復合材料界的共同認識復合材料沖擊后壓縮性能低的原因是樹脂的脆性，實現這一目標的關鍵是樹脂增韌，自此以后，樹脂增韌成了航空復合材料的研究重點。
展開 復合材料結構設計知識共享系列之二復合材料沖擊損傷的來龍去脈
例如成功確認了國內研制的T300/改性雙馬可用于某軍機帶整體油箱復合材料機翼；發現了國內研制的另一款T300/改性雙馬材料體系的沖擊能量~壓縮破壞應變曲線門檻值偏低的原因是未進行適當的后處理，同時證實了將其固化溫度降低到200?C仍可滿足設計要求，解決了該材料體系在工程應用中遇到的難題。
圖2 國外設計手冊給出的設計值
2.2 沖擊后壓縮強度的研究和應用
從1980年代開始，工程應用部門逐漸發現，對復合材料蒙皮結構威脅最大的是制造和使用期間遇到的工具掉落等低能量外來物沖擊，因為這種沖擊往往從外表面無法發現，但內部可能已出現大量的內部缺陷，包括分層和基體裂紋，其壓縮剩余強度有可能只有完好材料的40%或更低，此后國外對沖擊損傷的研究轉為采用落錘方法引入損傷，然后測試其含沖擊損傷試樣的壓縮強度。隨著對復合材料結構設計的經驗積累，國外已認識到結構壓縮設計值的確定應基于開孔壓縮強度和沖擊后壓縮強度（見圖3），特別是后者。
圖3 用于確定結構設計值的條件
前面提到1970年代初國際石油危機爆發，碳纖維在民用飛機的機體結構上的應用提到議事日程，美國NASA和FAA贊助了ACEE（飛機能效）計劃，當時的目標是把復合材料最終用于機翼機身等主承力結構。由于對沖擊損傷的考慮復合材料結構壓縮設計值只能取為3000~4000με，美國和歐洲在關于論證復合材料機翼方案時均指出，為使減重得到的效益超過使用復合材料帶來成本的增加，其必要條件是把壓縮設計值提高到6000με。復合材料界的共同認識復合材料沖擊后壓縮性能低的原因是樹脂的脆性，實現這一目標的關鍵是樹脂增韌，自此以后，樹脂增韌成了航空復合材料的研究重點。
展開 復合材料夾層結構常用PVC多孔泡沫材料參數
復合材料夾層結構常用PVC多孔泡沫材料參數.pdf
先進結構陶瓷納入國家重點研發計劃“先進結構與復合材料”重點專項
為落實“十四五”期間國家科技創新有關部署安排，國家重點研發計劃啟動實施“先進結構與復合材料”重點專項。根據本重點專項實施方案的部署，科技部近日發布了2021年度項目申報指南。該指南重點圍繞先進結構陶瓷與陶瓷基復合材料、高溫與特種金屬結構材料、先進工程結構材料、結構材料制備加工與評價新技術等7個技術方向。
本重點專項總體目標是：面向制造強國、交通強國、航天強國建設等國家重大需求部署先進結構與復合材料研發任務，形成國產材料體系化自主研制和保障能力，實現航空發動機、重載火箭、國產大飛機、核電工程裝備、深海油氣資源開采等
國家大型工程等急需的關鍵結構與復合材料的國內自主供給。
先進結構陶瓷與陶瓷基復合材料
高端合金制造及鋼鐵冶金用關鍵結構陶瓷材料開發及應用（示范應用）
研究內容：
面向冶金產業提升的發展需求，研究高端合金制造及鋼鐵新技術領域用關鍵結構陶瓷材料組分設計與制備技術，開發高品質高溫合金制備用結構陶瓷材料、冶金領域用
高效節能
硼化鋯陶瓷電極、薄帶連鑄用結構功能一體化陶瓷材料
的規模化生產工藝，開展應用評價技術研究，建立規模化生產線，研制關鍵生產設備，制定制備及檢測標準。
展開 復合材料夾層結構 ￥10
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復合材料疊層結構的拉伸斷裂仿真 ￥800
本案例基于COMSOL軟件中的固體力學模塊的損傷模型模擬了一復合疊層結構在受到兩端拉伸作用下的拉伸變形過程以及斷裂帶生成過程，模擬結果如圖所示：
感興趣的朋友，歡迎合作交流！
碳纖維復合材料結構設計要點
強度與剛度
既然是結構部件，那么設計者首先要考慮的是強度和剛度。部件在外力載荷的作用下，有抵抗變形與破壞的能力，但是這個能力又是有限度的。
如何確定部件的使用載荷，不會超出部件的能力極限，是通過材料力學計算得出。而部件的這個能力極限，就是碳纖維復合材料結構設計者需要考慮的問題。
通過合理的搭配纖維和樹脂，優化纖維排布，用最少的材料，滿足設計需求，體現了復合材料設計者精湛的技巧。不過決定復合材料強度與剛度的因素，不但與纖維和樹脂的種類有關，還與碳纖維的鋪層方向以及層與層之間結合搭配有關。
所以，設計者在設計碳纖維復合材料結構部件時，需要考慮三個層級結構的力學性能。
由基體和增強材料復合而成的單層材料，其力學性能決定于組分材料的力學性能、相幾何(各相材料的形狀、分布、含量)和界面區的性能。
由單層材料層合而成的層合體，其力學性能決定于單層材料的力學性能和鋪層幾何(各單層的厚度、鋪設方向、鋪層序列) 。
最頂層結構是指通常所說的工程結構或產品結構，其力學性能決定于層合體的力學性能和結構幾何。
穩定性
除了強度與剛度要求，設計者還需考慮復合材料部件的失穩，尤其是對一些細長桿結構，在受壓時，應該能夠保證其原有的直線平衡狀態。對于一些框架結構部件，如果鋪層不均勻，也會產生翹曲失穩，所以在制造過程中尤其注意。最好采用對稱鋪層，以防變形不均勻。
一般情況下，在部件沒有達到極限載荷之下，不允許產生失穩現象。但是如果對于一些特殊要求，可以產生失穩現象，那么設計過程中，要考慮失穩過程不會因此影響極限載荷。
鋪層結構
鋪層結構是碳纖維復合材料結構設計的關鍵，如何把單層結構的優異性能傳遞到復合材料結構部件上，鋪層結構起到承上啟下的作用。
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