飛機設計的案例
飛機設計中的仿真技術
仿真技術在飛機設計中發揮著越來越重要的作用，本文闡述了國內外在飛機設計中廣泛使用的結構強度計算，多體動力學仿真、多學科多目標結構優化、內外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯合仿真分析等，介紹了各種仿真技術的應用范圍，為飛機的機械設計及研究提供參考。
一、引言
機械產品設計是一個近代完善的過程，尤其對于飛機等航空器是集各種先進科技成果于一體的產品，設計結果都需要進行反復多次的地面試驗，才能驗證設計結果能否符合要求。
在仿真技術獲得大規模應用之前，大部分試驗都是依靠產品樣機進行的，不僅成本高昂，而且試驗一旦失敗，對后續設計將會產生極大影響，無形之中增加研制成本，研制周期也得不到保證，隨著現代計算機仿真技術的發展，在飛機設計中，越來越多的使用虛擬仿真技術。在概念設計階段，仿真技術可以快速預測產品強度及性能，是試驗無法取代的。
目前，使用較為廣泛的有：結構強度計算，多體動力學仿真、多學科多目標結構優化、內外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯合仿真分析。
二、飛機設計中的仿真技術
1、結構強度分析
飛機的設計中，滿足結構強度要求是設計的首要要求，可以一票否決設計成果。影響結構強度的主要因素有材料的種類和性質、截面積、形狀等，數年來，新材料的發展還不成熟，因此在飛機設計中應用的不多。
設計人員往往考改變結構的形狀來提高設計產品的強度，在機械產品的最薄弱部位增加受力面，隨著仿真軟件的發展，這些已不是困擾設計員的主要問題，在飛機的零組件設計中，更為突出的強度問題是無法得到零組件所受真實荷載，有時候設計員甚至靠估算或放大載荷數來計算產品的強度，估計結果不利于產品的輕量化設計，目前是困擾設計員強度計算的主要問題，亟待要求更為準確的荷載計算方法。
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仿真技術在飛機設計中發揮著越來越重要的作用，本文闡述了國內外在飛機設計中廣泛使用的結構強度計算，多體動力學仿真、多學科多目標結構優化、內外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯合仿真分析等，介紹了各種仿真技術的應用范圍，為飛機的機械設計及研究提供參考。
一、引言
機械產品設計是一個近代完善的過程，尤其對于飛機等航空器是集各種先進科技成果于一體的產品，設計結果都需要進行反復多次的地面試驗，才能驗證設計結果能否符合要求。
在仿真技術獲得大規模應用之前，大部分試驗都是依靠產品樣機進行的，不僅成本高昂，而且試驗一旦失敗，對后續設計將會產生極大影響，無形之中增加研制成本，研制周期也得不到保證，隨著現代計算機仿真技術的發展，在飛機設計中，越來越多的使用虛擬仿真技術。在概念設計階段，仿真技術可以快速預測產品強度及性能，是試驗無法取代的。
目前，使用較為廣泛的有：結構強度計算，多體動力學仿真、多學科多目標結構優化、內外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯合仿真分析。
二、飛機設計中的仿真技術
1、結構強度分析
飛機的設計中，滿足結構強度要求是設計的首要要求，可以一票否決設計成果。影響結構強度的主要因素有材料的種類和性質、截面積、形狀等，數年來，新材料的發展還不成熟，因此在飛機設計中應用的不多。
設計人員往往考改變結構的形狀來提高設計產品的強度，在機械產品的最薄弱部位增加受力面，隨著仿真軟件的發展，這些已不是困擾設計員的主要問題，在飛機的零組件設計中，更為突出的強度問題是無法得到零組件所受真實荷載，有時候設計員甚至靠估算或放大載荷數來計算產品的強度，估計結果不利于產品的輕量化設計，目前是困擾設計員強度計算的主要問題，亟待要求更為準確的荷載計算方法。
展開 在飛機設計中的仿真技術
仿真技術在飛機設計中發揮著越來越重要的作用，本文闡述了國內外在飛機設計中廣泛使用的結構強度計算，多體動力學仿真、多學科多目標結構優化、內外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯合仿真分析等，介紹了各種仿真技術的應用范圍，為飛機的機械設計及研究提供參考。
機械產品設計是一個近代完善的過程，尤其對于飛機等航空器是集各種先進科技成果于一體的產品，設計結果都需要進行反復多次的地面試驗，才能驗證設計結果能否符合要求。
在仿真技術獲得大規模應用之前，大部分試驗都是依靠產品樣機進行的，不僅成本高昂，而且試驗一旦失敗，對后續設計將會產生極大影響，無形之中增加研制成本，研制周期也得不到保證，隨著現代計算機仿真技術的發展，在飛機設計中，越來越多的使用虛擬仿真技術。在概念設計階段，仿真技術可以快速預測產品強度及性能，是試驗無法取代的。
目前，使用較為廣泛的有：結構強度計算，多體動力學仿真、多學科多目標結構優化、內外流場分析、非線性有限元分析、疲勞強度分析、電磁仿真分析，機電液聯合仿真分析。
01結構強度分析
飛機的設計中，滿足結構強度要求是設計的首要要求，可以一票否決設計成果。影響結構強度的主要因素有材料的種類和性質、截面積、形狀等，數年來，新材料的發展還不成熟，因此在飛機設計中應用的不多。
設計人員往往考改變結構的形狀來提高設計產品的強度，在機械產品的最薄弱部位增加受力面，隨著仿真軟件的發展，這些已不是困擾設計員的主要問題，在飛機的零組件設計中，更為突出的強度問題是無法得到零組件所受真實荷載，有時候設計員甚至靠估算或放大載荷數來計算產品的強度，估計結果不利于產品的輕量化設計，目前是困擾設計員強度計算的主要問題，亟待要求更為準確的荷載計算方法。
展開 飛機總體方案快速設計評估
飛機設計是一項復雜、周期很長、技術含量非常高的工作， 其研發過程充滿了挑戰性。本期為大家分享飛機總體方案快速設計評估軟件ARDS。
概述
飛機總體方案快速設計評估軟件主要用于在飛機論證及方案階段進行概念設計和方案設計及分析評估，簡稱ARDS軟件。該軟件根據民用飛機、軍用飛機的設計要求及特點，按照正向創新設計思想開發，主要包括總體方案定義、方案快速建模、方案快速分析與優化、方案快速評估這四大模塊，用戶可采用手動拖拽方式和參數定義方式實現總體方案三維模型的快速創建，可在同一軟件中完成整個飛機概念設計方案的設計及驗證，并可生成可供方案評審及后續設計的三維模型及設計分析數據。
該軟件可用于大中型客機、支線客機、公務機、通用飛機、水上飛機等民用飛機的總體設計，也可用于戰斗機、運輸機、轟炸機、艦載機、無人機等軍用飛機的總體設計。該軟件可將飛機設計師的創意快速三維化，并支持對創意方案的快速分析驗證及評估。三維建模時按照部件方式建模，主要部件可分為機身、機翼、尾翼、進氣道/發動機短艙、座艙蓋/風擋、整流罩/邊條翼、螺旋槳、起落架、外部吊掛裝置等，艙室劃分與布置及系統布置是采用簡化模型或導入模型的方式進行創建，裝載布置可快速布置人員、武器、貨物等裝載對象。該軟件框架靈活，能根據需求快速定制開發和軟件集成。
展開 
飛機設計師是如何解決復雜的顫振難題的？
但當飛機飛行變得更快更高時，設計師又碰到了一個難題，就是顫振現象。顫振曾多次造成飛機墜落，許多飛行員因而喪生，飛機設計師們為此花費了巨大的精力研究顫振現象。當今，顫振仍然是飛機設計必須要考慮的問題，對飛機設計至關重要。
▲無人機顫振解體
氣動彈性力學中，顫振是彈性體在氣流中發生的不穩定振動現象。飛機顫振是作用在機翼、尾翼等結構上的非定常空氣動力、慣性力以及彈性力耦合引起的振幅不衰減的自激振動。顫振屬于氣動彈性穩定性問題，具有多種現象形態，就其空氣動力方面發生的原因而言，顫振問題可分為兩大類。第一類是發生在勢流中，流動分離和邊界層效應對顫振過程沒有重要影響，通常稱為經典顫振。第二類是與流動分離和漩渦形成有直接關系，可稱為失速顫振。
20世紀70年代起，寬頻帶伺服控制系統開始應用于飛機。隨著現代飛機柔性的增大，飛機系統與飛行控制系統之間耦合變得不可忽略，飛機結構彈性振動信號與剛體運動信號一起被傳感器接收，經飛行控制系統處理后驅動舵面偏轉，偏轉產生的氣動力變化激勵機體產生振動，也會影響飛機的顫振特性，這類現象可稱為氣動伺服彈性。
飛機一旦在空中發生顫振，會在極短的時間內導致結構毀滅性的破壞，飛行員幾乎沒有處置時間，因此飛機飛行包線內不容許發生顫振現象，對于民用飛機來說，對顫振的要求更為苛刻，須通過大量的理論分析、風洞試驗、地面試驗以及顫振試飛來驗證飛機滿足適航條款的規定。
展開 某型飛機支撐板優化設計
1.題目：某型飛機支撐板優化設計
概述：對飛機支撐板優化設計，根據零件結構載荷工況，結合主流設計方法對支撐板結構設計，最終實現結構減重。
2.課題要求:以某型飛機支撐板優化設計為應用背景，根據零件結構和典型載荷工況，對結構進行減重。
3. 設計要求
應力要求：要求最大應力不超過450MPa。
位移要求：要求最大位移不超過3mm。
4.根據優化結果設計模型
5.結構校核
根據標準《飛機設計手冊》要求，安全系數大于1.15，鋁合金材料許用值為450Mpa。在航空方面一般常用MS（裕度）值是否大于0來評判結構的是否合理。通過對結構分析，確定結構強度滿足設計要求。
6.結果對比：最終結構減重33%，強度滿足設計要求。
總結：inspire與傳統有限元工具相比在概念設計，方案設計階段可以大幅提升工作效率，特別是在模型加載，約束，工況設置方面，相較于傳統軟件有無可比擬的優勢，如果能夠在更多工程領域有成熟的應用，能夠輔助設計師高效完成設計任務。
展開 免費飛機設計：MAV微型飛行器研究進展與總體設計
免費飛機設計：MAV微型飛行器研究進展與總體設計.pdf
飛機新概念結構設計與工程應用
這是因為飛機結構非常復雜，零部件離散，以接頭連接、鉚接/螺接為主，涉及10余個大部件、上百種工藝、數萬個零件、數十萬個標準件（見圖1）。上述大量連接導致結構搭接過多而超重、疲勞薄弱環節增多而開裂。另一方面，長期采用串行“孤島”模式，設計與制造脫節，創新途徑不暢通，弊端周而復始[1-3]。
圖1 復雜的機體結構
Fig.1 Complex aircraft structure
先進制造技術為飛機結構創新提供了契機。基于先進制造“量身定做”，即設計制造一體化來創造飛機新概念結構。所謂新概念結構是指通過設計與制造高度融合構造出的全新結構形式，包括大型整體化、構型拓撲化、梯度復合化和結構功能一體化（見圖2）。新概念結構具有高減重、長壽命、多功能、低成本、快速響應研制等顯著優勢，有望突破傳統結構“天花板”，為新機研制提供技術支撐[4]。但既要設計得出，也要造得出，并保障使用安全，是前所未有的挑戰。
圖2 基于增材制造的新概念機構
Fig.2 New concept structure based on additive manufacturing
1 無設計分離面連接的機翼-機身整體結構
帶制造屬性和壽命屬性的多約束協同設計方法，包括建立多約束協同設計模式以打通結構創新途徑，建立多約束設計域以支撐協同設計（見圖3）。
式中：兩個m分別代表材料和制造，兩個c分別代表成本和結構完整性。確定制造和壽命屬性設計約束及將材料規格和工藝邊界等納入設計許用值，用升降法確定骨干鈦合金損傷容限“門檻值”（σTA15≤560MPa，σTC4 ≤540MPa），以此完善設計域邊界。
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）
FAR 25.571第45號補充文件《結構損傷容限與疲勞評估》規定：在設計新飛機時，必須假設飛機結構在一出廠時，由于不同的材料、結構制作、以及制程所影響，每一主結構件上應力最大的位置，如：R角、鉚釘孔……會預存一定大小的裂紋，此裂紋于飛機服役期間在負載作用下逐漸生長，飛機的設計必需在裂紋存在的情況下，機體結構仍能在一定時間內安全地容忍這些損傷。
一般以為“損傷容限”設計可讓飛機在已知有裂紋的情況下繼續安全飛行，這是個錯誤的觀念。沒有任何設計規范允許在明知情況下，讓飛機主結構強度降到極限負載(Ultimate Load，1.5倍的限制負載)以下，“損傷容限”設計主要是對于在正常使用情況下，不預期會發生裂紋，但可能在服役期間因環境因素產生裂紋的主結構，提供定期檢查的制訂依據。飛機主結構如果有裂紋，除非經工程分析在后續飛行中的結構強度未降到極限負載以下，否則必須馬上修復。
FAR 25.571第45號補充文件《結構損傷容限與疲勞評估》中刪除的“破損安全”，被美國空軍納為它“損傷容限”的設計選項之一，但要求采用這種設計觀念的結構需依據其可檢查度(inspectability)而具備特定的屬性(attribute)。聯邦航空局和美國空軍的“破損安全”在觀念上很類似，但在細節上有些差異。
損傷容限裂紋緩慢生長設計下，規定預存裂紋初始長度與形狀
美國空軍的MIL-A-83444《飛機損傷容限需求》中，規定飛機結構需采裂紋緩慢生長(Slow Crack Growth)設計或“破損安全”設計(注：在MIL-A-83444與FAA中，各有其破損安全設計的定義)。
展開 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
點擊下載：http://jishulink555.mikecrm.com/oLoNqj7
展開 德國公司推出全碳纖維新型7座垂直起降飛機設計方案
據ainonline網站2018年11月19日報道，德國初創垂直起降（VTOL）飛機制造商JETcopter公司現已完成7座雙發垂直起降飛機設計方案。
該機全部由碳纖維制造，造價為35萬美元，可在公路上起降，最大設計航程620海里（約合1150公里），最高時速為186 mph（約合298公里/小時）。該方案將兩臺400馬力活塞發動機配置在飛機頂部，風扇氣流隨后進入四個推力矢量噴嘴。噴嘴傾斜一定角度，飛機就可水平飛行，調整噴嘴方向就能為飛機懸停和機動提供推力。此外，該機客艙布局類似于中程雙發民用直升機，一名飛行員座位設在飛機頂部，艙門設在機身前部，機身后部設有兩排各3座的乘客座位，飛機尾部斜坡處用于放置乘客物品/貨物。
據悉，該機的全尺寸模型定于明年4月在德國Friedrichshafen市舉行的2019航展上展出。
（來源：aironline）
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基于catia軟件對VBA的支持進行飛機翼面的造型設計
介紹了根據catia軟件對VBA(VisualBasicforApplication)的支持 ,利用VBscript腳本語言開發飛機翼面的造型設計程序的方法。并對外形較復雜的導流片 ,利用數學方法計算生成其截面控制點 ,利用程序讀取控制點坐標 ,直接在catia軟件曲面設計環境中 ,自動生成各翼肋剖面的Spline曲線 ,然后采用catia高級曲面的“Loft”命令完成飛機翼面的造型設計。
基于catia軟件對VBA的支持進行飛機翼面的造型設計.PDF
一種無人駕駛高空太陽能飛機的優化設計
這種飛機可以作為“偽衛星”，并且相比普通衛星具有與地面更接近、更靈活、更便宜的優勢。使用太陽能陣列電池和普通電池組的組合，不需要復雜的起飛輔助系統，這些無人機在進行長期飛行時可以覆蓋1000公里直徑的面積，進行約425,000次通話。
挑戰
穩定性和控制是任何飛機設計中的關鍵問題，而這種情況下尤其需要特別注意，特別是考慮到飛機在高達17公里高度飛行。另一個問題是如何確定最佳的電池包和電源系統的設置，以符合飛機標準和法規。巴西航空技術學院的研究者研究了如何增強一個輕量級的太陽能無人機模型，該模型具有矩形機翼，機翼連著一個常規的尾部，內部有一個吊桿與兩個引擎。飛機原始模型的總重量為30.1公斤，其中電池在總重中的比例非常高。研究人員尋求被選參數的最佳配置，包括幾何，空氣動力學，結構，穩定性，重量和系統。作為一個多目標優化問題，需要最大限度地提高可用的電源功率，同時降低飛機結構的總重量。
“多虧modeFRONTIER，花了不到一天的時間就獲得了大量的各種可行的設計結構。”
Bento Silva de Mattos教授，巴西航空技術學院
解決方案
在modeFrontier中建立了多學科工作流程，考慮了穩定約束，以及太陽能電池板的面積不能超過專用部分的翼。優化的目標是最大限度地減少重量和最大限度地提高電力盈余。機翼面積在30至60平方米的范圍之間變化，在30個樣本點進行40代遺傳以后，MOGA-II算法返回一組可行的設計。最好的配置具有比原面積擴展50%的機翼面積，從而可以承受一個更大的太陽能電池板，因此具有相當高的功率可用性，而飛機重量僅略有增加。
modeFrontier的優勢
選擇modeFRONTIER作為優化工具為研究人員在不到一天的計算時間里提供了大量的可用配置。
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（上）
此文件也就是今日美國空軍仍奉行不逾的軍用規范MIL-STD-1530《飛機結構完整性項目》的濫觴，它規定飛機由構想、設計、分析、試驗、試飛驗證到實際進入生產階段，以及在部隊服役時，必須遵循一系列標準的工作項目，以保證飛機能滿足原先的設計需求，并保障飛機結構于后續服役期間的安全。
破損安全
“彗星”1與B-47事件促成了飛機結構設計觀念的改變，美國民航局在1956年2月7日修訂航空器適航文件，新增的CAR 4b.270章節內，對大型客機結構(含加壓客艙 )的適航認證有更明確的規范，規定除了“疲勞強度”(Fatigue Strength，也就是“安全壽命”)設計外，飛機制造公司也可采用“破損安全強度”(Fail-Safe Strength)設計。
飛機結構中，那些大幅負擔空中、地面、艙壓負載，一旦損壞又未能發現時，最終會造成飛機墜毀的結構零組件，稱為主結構(Principal Structural Element)，如：機身上縱梁、機翼蒙皮……等。“破損安全”設計要求當飛機某一主結構局部損壞或完全破壞時，在飛機負載大小不超過百分之八十的限制負載乘以1.15動態因子(Dynamic Factor)的條件下，主結構的負載會由鄰近的其它結構分擔，飛機不會因結構過度變形致使飛行特性大幅度惡化，也不致有立即的毀滅性破壞顧慮。
展開 高性能計算技術賦能飛機設計優化復雜工程應用：十四五”國家重點研發計劃項目在錫啟動
△介紹項目實施方案
與會專家一致認為，大規模變量精細化多學科優化（MDO）是下一代飛行器設計的革新性技術，民用飛機設計對MDO的需求尤為迫切，本項目工作目標明確，科學問題清晰，研究內容豐富，技術路線合理，實施方案可行；各參與單位任務與職責明確，分工合理。與會專家一致同意通過項目實施方案論證，并對項目實施提出了富有建設性的意見和建議。
△項目實施方案論證決議與討論
據悉，項目啟動暨實施方案論證會由西北工業大學主辦，國家超級計算無錫中心神工坊團隊承辦。來自西北工業大學、西咸新區天樞航空科技有限公司、中航通飛華南飛機工業有限公司、浙江大學、商飛北研中心、西安前沿動力軟件開發有限責任公司、大連星派科技有限公司等10家單位代表以及媒體伙伴共50余人參會。
項目簡介
“十四五”國家重點研發計劃“高性能計算”重點專項“面向新一代國產超算系統的民用飛機多學科聯合設計優化技術與軟件”項目基于先進國產超算，研發多學科聯合優化技術與軟件，旨在推動我國飛行器設計技術進步，助力航空裝備跨越式發展。項目擬解決飛行器大變量多學科優化的統一參數化建模、超大規模設計變量多學科優化算法的并行化、飛行器多尺度湍流場的人工智能快速預測、多域多學科復雜計算的高效大規模并行、多種異構超算平臺上的MDO 軟件適配與維護等關鍵技術問題。
國家超級計算無錫中心神工坊團隊負責的“多學科優化并行工作流構建及超算移植加速”課題，將充分利用國家超級計算無錫中心先進的高性能計算技術和豐富的軟件資源積累，致力于突破變量多學科聯合優化設計在國產先進超級計算機等多種平臺上面臨的瓶頸，助力研發基于新一代國產超算的飛行器多學科聯合優化設計軟件，構建解決系統性復雜工程問題的高性能應用生態。
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