飛機結構件的案例
飛機結構件裝配順序規劃研究與實現
設計了一個能為飛機結構件自動生成、選擇和評價裝配順序的基于知識規則的割集算法。該算法目的是為了建立一個新的裝配關系和裝配工藝表示模型 ,并且對于給定裝配體 ,割集算法可生成詳細可行的子裝配體組 ,最終生成所有可行裝配順序。為得到最佳的裝配順序 ,算法采用定量標準 (如裝配時間和費用、工夾具數目等 )選擇裝配順序。所提出的算法在 catia設計平臺上實現 ,并給出某型號飛機垂尾實例 ,驗證了算法的正確性與有效性
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設計仿真 | MSC Apex通過創成式設計有效優化飛機結構件
支架組件需要五個連接點（如圖1中橙色所示）才能安裝到飛機上。優化設計需要滿足的一組設計標準包括設計和非設計空間、連接點、材料特性和結構載荷規范。
標準拓撲優化軟件追求質量減輕或剛度增加等優化目標，但MSC Apex Generative Design在創建最佳輕量化設計的同時使用了明確定義的最大應力目標。在優化過程中，從設計空間中刪除不重要的元素，從而在每次迭代中都能得到幾何外形和機械性能良好的幾何形狀。由于這一創新，不再需要手動將優化結果轉換成CAD幾何，從而在優化過程中節省了大量時間。
在該組件的優化過程中，生成了三個候選設計(圖2)來應對挑戰。這三個候選設計代表了MSC Apex Generative Design中可用的三種不同算法—稀疏、中等和密集—參考了三種可用的優化選項。這三種設計方案最終在重量上只相差幾克，與原始設計相比，這三種設計方案的總重量減少了63%。每個設計方案都需要不同數量的飛機結構附著點，在稀疏設計中只需要3個附著點，在中等設計中需要4個附著點，而在密集設計中則使用了所有原始的5個附著點。由于用戶希望盡可能均勻地分配負載傳遞，因此最終選擇了具有四個附著點的“中等”設計方案。
圖2:三種不同的設計方案(從左到右)：稀疏，中等，密集，使用MSC Apex Generative Design求解器中的三種不同設置。主要區別在于附著點的數量(稀疏有3個，中等有4個，密集有5個)。方案B(中等)最終被選為最終設計方案。
驗證效果
為了驗證該組件及其在飛機中的使用，對該組件施加了靜態和動態載荷。帕德博恩大學的工程師模擬了不同的加載條件，并使用Von Mises應力和模型變形來確定零件的強度，以及最終設計的最終有效性。與傳統設計的支架相比，優化后的結構變得更加堅固。
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
下載地址：實用飛機結構應力分析及尺寸設計
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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以下為部分截取
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-END-
展開 
飛機也有生老病死！談談飛機結構的疲勞與腐蝕
舊式軍用飛機的結構安排簡單、寬松，少有無法檢查的區域，縱然有疲勞或腐蝕，經由擇要檢修后很容易發現并排除，因此不至于對機隊安全造成困擾。
現代軍用飛機結構復雜，裝備安排非常緊密，在提升維修效率的考慮下，擇要檢修也逐漸被機隊管理所取代，依據單機追蹤分析結果決定定期檢查的位置與檢查時距，如果某些重要結構件因此完全沒有檢查，就會有潛在飛行安全風險，美國空軍F-15C事件就是教訓。
現行最佳方式是在機上安裝傳感器，即時探測并回報機上發生的疲勞與腐蝕損傷，老飛機的結構安全將更有保障。只是目前的傳感器僅能追蹤疲勞及異電位腐蝕損傷，且飛機會延長使用年限通常是因為經費拮據，這種方式與節省經費的初衷背道而馳，要獲得實行并不容易。
本文來自：空軍之翼、應力與變形控
展開 拓撲優化技術在整體結構件上的應用
圖 6 拓撲優化技術在飛機機身結構設計中的探索應用
4 結束語
將結構拓撲優化方法應用于飛機結構布局方案設計過程中，可以獲得最佳的結構形式和材料分布，使結構傳力更加直接和高效，且有效減輕飛機結構重量，提高飛機性能。相對于傳統的設計方法，全新的設計理念幫助設計師們以更快的速度確定性能更高、重量更輕、結構更可靠的布局形式，可為初期階段設計的產品提供清晰的設計思路，減少設計反復。同時，隨著加工制造手段的不斷更新，現代飛機結構上已逐步開始使用先進成型工藝技術如激光電子束成型和激光粉末堆積成型等方法，也為拓撲優化設計的產品打開新型制造的窗口，使得飛機整體結構件的設計更為輕巧合理，重量顯著降低，研制的周期大為縮短。
5 參考文獻
[1]張勝蘭,鄭冬黎,等.基于HyperWorks的結構優化設計技術[M].機械工業出版社,2007.
[2]李楚琳,張勝蘭,等.HyperWorks分析應用實例[M].機械工業出版社,2008.
[3]鄧揚晨,張衛紅,朱繼宏,等.飛機翼面結構概念設計方法研究[J].航空學報,2003.
[4]劉志強,王明強.基于SIMP拓撲優化理論的結構概念設計研究[J].江蘇科技大學學報 2006.
[5] 李金國,等.基于HyperMesh的有限元前置優化設計[J].制造業信息化, 2005.
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展開 強強聯手—明日宇航入股魯晨新材達成戰略合作，開拓航空航天領域高端復合材料的應用
明日宇航是新疆機械研究院股份有限公司（簡稱“新研股份”,股票代碼：300159）下屬全資子公司，產品涉及飛機結構、發動機結構、航天產品結構、新材料和工裝模具五個系列，為中航工業、中航發動機、中國航天和中國商飛等提供配套服務。
明日宇航為國家高新技術企業、國家級技術中心，受到四川省科技廳、四川省經濟和信息化委員會等各職能部門高度重視，被列為四川省重大產業項目，為四川省省委書記王東明對口聯系企業。
明日宇航是目前是中國最大的飛機結構件民營配套基地，飛機結構件減重技術的開發和服務為技術主線，與魯晨新材高性能復合纖維材料在航空航天領域“質量輕、強度高”的應用，形成珠聯璧合。
韓華 畢業于哈爾濱工業大學，獲碩士學位；
新疆機械研究院股份有限公司 總經理；
四川明日宇航工業有限責任公司 董事長；
入選國家“萬人計劃"；
科技部”中國科技創新創業人才“；
四川省特聘專家（首批千人計劃）；
首屆"四川省杰出人才"；
中國焊接協會第四、五、六屆 常務理事；
北京市昌平區 政協委員;
四川省德陽市“雙百人才”、 第四屆“德陽杰出創新創業人才；
四川省什邡市 政協常委。
強強聯手、戰略合作，魯晨新材與明日宇航必將在航空航天高端復合材料制造領域開啟新篇章！
環氧樹脂固化劑廠家https://www.hongyantu.com/index.php?r=landing/index&id=hysz
展開 從安全壽命到損傷容限—飛機結構設計的觀念變化與演進（下）
在非固定件孔邊位置的初始裂紋長度與形狀為：若結構厚度大于0.318厘米，為直徑0.635厘米的半圓;若結構厚度小于或等于0.318厘米，則為長度0.635厘米的穿透裂紋。
就“破損安全”結構而言，初始裂紋長度與形狀在固定件孔邊為：如果結構厚度大于0.051厘米，為半徑0.051厘米的四分之一圓;如果結構厚度小于或等于0.051厘米，則為長度0.051厘米的穿透裂紋。在非固定件孔邊位置的初始裂紋長度與形狀為：如果結構厚度大于0.127厘米，為直徑 0.254厘米的半圓;如果結構厚度小于或等于0.127厘米，則為長度0.254厘米的穿透裂紋。
飛機制造出廠時，需以非破壞性檢驗(Non-Destructive Inspection)確定機體上沒有大于上述尺寸的裂紋;飛機服役后，使用單位的地面維修人員，也要能以非破壞性檢驗，在這些預存裂紋的長度生長到臨界長度造成飛機失事前，發現并予以修復。
美國聯邦航空局適航規范中，無強制性的預存裂紋尺寸規定，其用意在讓飛機制造商可依據不同的結構型態，彈性選擇合宜的預存裂紋尺寸，譬如采干涉配合(Interference Fit)的鉚釘孔，其預存裂紋就可假設為半徑0.076厘米的四分之一圓。
展開 飛機及其工裝零件智能化檢測規劃技術
基于上述技術方法我們開發了一個面向坐標測量機應用的飛機及其工裝零件智能化檢測規劃原型系統。用戶可以自行定義形狀特征及其檢測知識并將其存入檢測知識庫。系統能夠采用統一的特征識別算法自動識別用戶自定義的任意類型的形狀特征，并引用用戶定義的檢測知識自動完成采樣點分布和測量方向優選等工作，最后生成測量程序，控制坐標測量機自動完成工件檢測。該系統能夠滿足諸如飛機結構件一類的大型復雜零件需要檢測復雜形狀特征以及便于拓展形狀特征檢測范圍的迫切需求，并已在多個重大航空產品的研制中得到應用。自系統投入使用以來，平均每人每年完成的檢測規劃任務量由應用系統前的182.5項提高到1125.4項，顯著提升了飛機及其工裝零件檢測規劃的自動化和智能化程度以及檢測規劃和實際測量的效率，為縮短飛機研制周期、降低研制成本做出了貢獻。
展開 飛機及其工裝零件智能化檢測規劃技術
基于上述技術方法我們開發了一個面向坐標測量機應用的飛機及其工裝零件智能化檢測規劃原型系統。用戶可以自行定義形狀特征及其檢測知識并將其存入檢測知識庫。系統能夠采用統一的特征識別算法自動識別用戶自定義的任意類型的形狀特征，并引用用戶定義的檢測知識自動完成采樣點分布和測量方向優選等工作，最后生成測量程序，控制坐標測量機自動完成工件檢測。該系統能夠滿足諸如飛機結構件一類的大型復雜零件需要檢測復雜形狀特征以及便于拓展形狀特征檢測范圍的迫切需求，并已在多個重大航空產品的研制中得到應用。自系統投入使用以來，平均每人每年完成的檢測規劃任務量由應用系統前的182.5項提高到1125.4項，顯著提升了飛機及其工裝零件檢測規劃的自動化和智能化程度以及檢測規劃和實際測量的效率，為縮短飛機研制周期、降低研制成本做出了貢獻。
展開 飛機水上迫降過程中尾部結構吸能對飛機動力學行 為的影響
中文標題：飛機水上迫降過程中尾部結構吸能對飛機動力學行 為的影響
英文標題：Effect of Structural Energy Absorption on Crash Behavior during Aircraft Ditching
Highlights:（1）用Ls-DYNA的流固耦合功能，模擬了2009年美國全美航空公司1549航班（機型A320）水上迫降的過程，涉及到飛機的氣動升力、氣動阻力、質量和轉動慣量的配置、流固耦合滲漏的優化設置；
（2）飛機采用剛體和可變形體混合模型，可變形模型用于模型飛機底部的變形吸能，研究飛機水上迫降過程中尾部結構吸能對飛機底部壓力、動力學行為、過載等的影響。
說明文檔：
ia8e
由于找我要k文件的實在太多，但是這部分的工作還沒有發表，k文件以后就不再提供了，實在不好意思！
如果有技術方面的困惑，我們可以探討，共同進步
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威海圓環先進陶瓷股份有限公司作為一家專業從事高熱導率氮化硅陶瓷基板、氮化硅微珠、氮化硅陶瓷球、氮化硅陶瓷磨介、氮化硅陶瓷結構件定制等系列氮化硅精密陶瓷材料生產企業，不僅在所有耐磨損氮化硅陶瓷結構件、耐高溫氮化硅陶瓷結構件、耐腐蝕氮化硅陶瓷結構件、高硬度氮化硅陶瓷結構件產品材料的品質上精益求精，而且還在定制加工生產技術上嚴格把關，以確保威海圓環氮化硅陶瓷結構件產品在惡劣的環境下保持以正常的工作。
打造中國氮化硅陶瓷結構件定制生產領軍品牌，威海圓環快速響應氮化硅陶瓷結構件特殊定制(顏工)
展開 波音先進復合材料飛機螺栓型緊固件簡介
在以前的飛機上，大多數應用于商用飛機的復合材料作用于次要結構，一般用松配合孔安裝在金屬結構上，其性能不足以承受重大軸向載荷。對于這些結構，由于其典型的薄片外形應用而不能依靠緊固件傳遞載荷。
隨著先進復合材料作為主要結構件在現代飛機尾翼和地板梁上的使用，新型飛機上更多復合材料接頭需要用機械性緊固件來承受更大的載荷，同時，機械固定的復合接頭承受的飛機內載荷變的越來越多。這樣，就給了螺栓型緊固件更多的用武之地。下文就先進復合材料結構所使用的幾種典型螺栓型緊固件做一個大概的介紹。
鎖螺栓：
鎖螺栓鎖緊銷柱上有凹槽被切斷到桿上面或者包裹在桿上面.鎖螺帽沒有凹槽但是當被用力旋到銷柱上時，銷柱的一部分就會在裝配中脫落，控制安裝時的力量（扭矩），安裝鎖螺栓時需要特殊工具。在復合材料上用的鎖螺栓由特殊的防護材料。為防止腐蝕，鎖螺帽不用鋁合金制作，為減少接觸應力，有一個法蘭安裝在復合材料上。其銷柱上安裝時脫落的部分也是為了考慮減少接觸應力而做的設計。鎖螺栓的安裝快速又方便，但是需要開闊的接近部件的空間，當接近困難時，需要用其它形式的緊固件。
HI-LOK螺栓：
HI-LOK螺栓有線狀螺紋。它的鎖螺帽也有線狀螺紋。安裝壓力受控于鎖螺帽的凹槽，這部分在安裝過程中會被螺桿鎖定機構剪切掉。在復合材料的應用中，它和鎖螺栓相似有防護，，鎖螺帽不用鋁合金制作，為減少接觸應力，有一個法蘭安裝在復合材料上。特定的動力工具需要在HI-LOK螺栓安裝中用到，六角鍵和標準的扳手也可以用來手工安裝。
Eddie 螺栓：
Eddie 螺栓的螺柱上也由線狀螺紋。其螺栓一部分的螺紋被機加工形成3個凹槽。當鎖螺帽安裝時鎖螺帽上的圓形突出部分旋進凹槽中，旋轉模提供了機械鎖緊，并控制了鎖螺帽的扭矩。
展開 飛機結構振動疲勞問題 附結構疲勞壽命分析姚衛星下載
一、飛機結構的疲勞與動態疲勞
眾所周知，飛機在使用中會受到由于滑跑、突風、機動、著陸撞擊，以及坐艙增壓等所造成的重復載荷的作用。出于這些重復載荷的作用，飛機結構的一些部位特別是局部高應力區，如局部應力集中區，有缺陷區等部位就會產生由于交變應力引起的疲勞裂紋，交變應力的繼續作用，使疲勞裂紋不斷擴展而導致疲勞破壞。這就是通常所說的飛機結構的疲勞。
應該指出，在地面操作以及空中飛行中，飛機上的某些部位還始終處在于噪聲環境之中，如推進系統噪聲源包括：噴氣噪聲、螺旋槳噪聲等，空氣動力噪聲源包括：邊界源噪聲、空腔噪聲。沖擊波噪聲、氣流分離噪聲等都對飛機結構產生噪聲激勵，而產生振動應力，靠近噪聲源的結構，這種振動應力尤其嚴重。對于某些典型結構，如舵面、平尾、垂尾、腹鰭以及外掛架等，由于受到擾流的作用而產生隨機振動激勵，引起隨機振動動力響應，從而在這些結構上的一些部位產生疲勞裂紋。
這種由噪聲、振動的激勵而導致結構產生的疲勞現象，可稱之為動態疲勞 (Dynamic Fatigue) 以區別于前面的由突風、機動載荷等引起的飛機結構的疲勞現象。根據以上所述，動態疲勞又可分成兩個部分：噪聲疲勞和振動疲勞。
關于噪聲疲勞問題，國內有關單位已經認識到其重要性，并從六五后期就開始投資研究，幾年的研究已經取得進展，特別是軍機結構聲疲勞研究，如聲疲勞試驗技術研究、聲疲勞計算方法研究及軟件編制，殲x進氣道聲疲勞定壽研究都取得了一定成果，為今后進—步研究打下了堅實的基礎。
對于振動疲勞國內已服役的機種中，也已經出現了這種問題。如殲x飛機的腹鰭、方向舵在飛行了一時間（如200—300飛行小時）后，經常出現裂紋，經初步分析已經確認為是由于隨機擾流作用引起的振動疲勞問題。國營一二四廠也發現某機導彈掛架由于振動而發生螺栓的疲勞斷裂。
展開 Cevotec將纖維貼片放置擴展到夾層結構，大型飛機結構，并與AFP相結合
得到的3D復雜形狀的疊層可以是干式加強件，然后用樹脂灌注或固化，或者可以是預浸帶，其被加熱并固化成成品部件。 通過與領先的航空航天零件制造商的密切合作，Cevotec進一步開發了FPP以滿足最新的行業要求。
自動化航空夾層結構
Cevotec開發了SAMBA Multi生產系統，通過將復雜的材料混合物（如粘合劑薄膜，玻璃纖維和碳纖維層）應用到常用的夾層芯（如鋁蜂窩）上，生產復雜的夾層結構組件。“SAMBA Multi生產系統能夠在一個系統中自動鋪設這種多材料混合物，” Cevotec 首席技術官Felix Michl 報道。除了玻璃纖維羊毛，金屬結構和木芯（例如輕木），SAMBA Multi還可以應用 負載調整的纖維補片增強材料蜂窩，泡沫和其他核心材料。根據工藝要求，這可以在線生產或與生產線并行完成，以優化循環時間。
SAMBA Multi具有平行單元，用于輸送不同的材料，然后精確地放置在3D夾芯或預成型工具上。通過將FPP單元安裝在線性軸上，該概念還可以為航空航天應用生產長而寬的部件。貼片夾具適用于特定的元件尺寸，可根據DIN-A5和DIN-A4尺寸進行調整，以滿足普通飛機部件的要求。集成的夾持站可在此過程中更換夾具。
“復雜三明治組件的自動化多層材料鋪設對加工時間和生產量產生了極為積極的影響，”Cevotec總經理Thorsten Groene解釋道。“通過控制壓力和熱量進行纖維沉積，可以避免中間壓縮，從而大大縮短加工時間。”Groene補充說，FPP可持續降低許多應用中的重復生產成本。“材料節省20-50％起主要作用，但FPP自動化通常可以進一步優化整個過程。“
SAMBA Multi也很容易擴展。Michl解釋說，同樣的過程每年都會產生幾百到幾千個單位。例如，這些是嶄露頭角的“飛行汽車”行業中的預期情景。
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