飛機結構
關注創建者：晉源貔貅 創建時間：2018-08-01
飛機結構的視頻教程
使用ANSYS Fluent非結構網格分析三維飛行器的氣動特性
本課程從ICEM詳細劃分非結構網格，再到Fluent設置，簡單介紹了某種固定翼飛機的氣動仿真過程基礎，并包括簡單的后處理，網格加密處理等，可以得到指定來流情況下，飛機的氣動力情況。適用于零基礎入門氣動分析。（飛機仿真/非結構網格/飛機流場仿真/飛行器） 有疑問建議隨時交流，共同進步！
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飛機結構的實例教程
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 下載地址：實用飛機結構應力分析及尺寸設計
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 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 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。
（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。
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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。
然而，使用膠接接頭也帶來了新的困難，無論是在生產、測試還是飛機結構建模方面。準確測試膠粘劑的力學性能，特別是剪切模量，對于飛機結構的有效設計至關重要。
在膠粘劑性能機械測試中出現的問題可分為宏觀與微觀兩類。最突出的宏觀問題是膠接材料表面處理（打磨、化學蝕刻等）對膠接接頭性能以及生產技術方面（工藝時間、所需專用設備等）的巨大影響。
案例背景是飛機的重要結構——機翼，飛機能否離地，是否省油，好不好控制，都要看機翼。
機翼的升力、阻力、升阻比等指標一直是CFD模擬中的?？?。機翼的形狀確定后，這些指標還會受到攻角、雷諾數的影響。
所以CFD仿真工程師常做一件事：對同一個機翼，重復地“變攻角——畫網格——計算——變雷諾數——畫網格——計算——變攻角...”
其中心酸，聞者流淚。
在航空制造業，蒙皮作為飛機的關鍵氣動結構，如同飛機的“肌膚”，不僅塑造其外形，更直接關系到飛行安全與性能。隨著復合材料在蒙皮制造中的廣泛應用，飛機整體減重目標得以有效推進，然而，隨之而來的高精度加工挑戰亦使生產管理者面臨嚴峻壓力：
? 成本高昂：復合材料本身價格昂貴，加之蒙皮尺寸龐大，單件原材料成本即構成顯著負擔。
機身變形云圖
機身應力云圖
04 總結
工程師可根據流固耦合分析提供的變形和應力分布信息，針對薄弱點進行優化，同時利用拓撲優化方法對強度富余處進行優化，從而進一步提高飛機結構的性能和可靠性。
4、孔軸裝配最小間隙計算
場景描述：飛機結構件、起落架鉸鏈、操縱桿關節等關鍵部位的孔軸裝配間隙影響裝配精度及長期使用壽命。過大會導致運動松曠，過小則增加裝配難度，甚至導致結構變形。
解決思路：通過3DCC建立虛擬裝配建模，采用“一面兩孔”定位法進行裝配公差分析，計算最小間隙范圍，優化孔軸配合尺寸及裝配工藝，確保裝配精度，提高結構件裝配一致性及長期穩定性。
產品在運輸和實際使用中所遇到的振動，絕大多數都是隨機振動，例如：車輛在道路上行駛時產生的振動，飛機噪聲使飛機結構產生的振動和大氣湍流使機翼產生振動等。因此，隨機振動試驗才能更真實反映產品的耐振動性能。
隨機振動的運動規律無法用時間的函數正確表達，因此任何時刻，其振動的幅值和頻率都無法確定，但隨機振動可以用統計學的方法進行表達。
在航空航天領域，可用于飛機結構和發動機組件的設計；在汽車行業，可用于汽車結構分析、碰撞模擬等。
前處理能力
ANSYS：有自帶的前處理模塊 DM/AM 和 SCDM，DM 功能稍弱，SCDM 功能較強但推廣度較低，AM 適合簡單模型。
振動測試：確保結構萬無一失
地面振動測試（GVT）：驗證飛機結構動態特性，如NASA對電動飛機X-57的測試中，通過300+通道采集數據，發現模型未預測的模態風險。
模態測試：分析飛機結構固有頻率與阻尼，預防飛行中因振動引發的安全問題。
