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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。

穩定性分析：對受壓構件（如平臺支撐柱）進行線性/非線性屈曲分析，獲取屈曲因子（建議≥3.0）。3.荷載取值根據脫硝反應器荷載提資，計算各荷載值如下： 1） 恒載：整流格柵10.5t，電動葫蘆2t；下部煙道及保溫37t；吹灰器煙道內總重2.4t；催化劑總重378t。 2） 負壓7000Pa。 3）反應器自重：軟件考慮。

文章來源《測控技術》 作者：尹中偉，王剛，林長亮，陸洋 作者單位：航空工業哈爾濱飛機工業集團有限責任公司 南京航空航天大學直升機旋翼動力學國家級重點實驗室

在接下來的設計迭代中，使用Patran和MSC Nastran以及來自Adams的荷載進行分析，以計算各種應力以及所有應力的安全系數。需要分析四種類型的應力-拉伸、壓縮、局部屈曲和臨界應力，每種應力都要進行測試以確認測試是否通過或失敗。使用該分析的結果，開發了第三個設計方案，如圖4和圖5。方案采用了一些變化。例如翻轉樞軸線靠近零件重心（CG），以減少作動器臂的運動并提供更大的支撐。

整個過程可以采用熱固耦合分析，由于基體材料和纖維增強材料的熱膨脹系數不一樣，一系列的溫度變化導致熱應力產生，致使結構發生翹曲變形。下圖表示的是采用Abaqus中的熱固耦合功能分析某復合材料結構在熱固化后結構發生變形。復合材料后屈曲行為的模擬許多情況下復合材料層合板的屈曲以及后屈曲行為是要重點考慮的。

本文針對疲勞裂紋擴展問題進行ABAQUS的二次開發，應用該程序可以有效分析飛機結構疲勞裂紋擴展問題。如有需要，隨時聯系。

40dBA，故會有大量噪音通過壁板直接透射出來。

幾何非線性分析：由于 S4R 單元在大變形和接觸處理方面的優勢，是幾何非線性分析的首選；而 C3D8I 由于對網格扭曲敏感且計算效率低，不推薦用于復雜非線性分析。 屈曲分析：殼單元（特別是 S4R）在屈曲載荷預測方面表現最佳，是屈曲分析的首選；而 C3D8I 由于無法準確捕捉屈曲模態，不推薦用于屈曲分析。

Figure3 Dimensions of the square tube pre-folded energy absorption device預折方筒的設計思路來源于折紙，其斜折角度的變化對應著筒壁板的形狀和筒體高度的變化。

即油箱壁板可整體反復開啟，關閉時密封，開啟時維護。通過上述設計，機身整體油箱維護口蓋可減少2/3，規避了大量口蓋破壞結構整體的矛盾，并減少縫隙階差，改善隱身性能。

采用快速凝固／粉末冶金方法制備的高純度高致密度的鈦合金，有較好的熱穩定性，在700℃的強度與室溫相同，開發的高強度高韌性的β型鈦合金已被NASA定為SiC/Ti復合材料的基體材料，用來制造飛機的機身和機翼壁板。鈦合金在航空器中的應用比例逐漸增加，在民航機身中的使用量將達20%，在軍機機身中的使用量將高達50%。

國內最早大規模用CATIA的是中國航空工業集團第一飛機設計研究院，CATIA V5就是近20年在國內使用過程中優化成熟的產物。CATIA V5剛發布時共包括200多個模塊，經過第一飛機設計研究院團隊分析后，確定真正適用于飛機設計的不到60個，缺乏飛機設計專用功能模塊，因此花費高額資金購買了兩個CATIA開發包權限。

該夾具設計精密，旨在提供邊緣支撐、防止屈曲，同時確保載荷均勻引入。測試需記錄力-位移曲線，并計算極限抗壓殘余強度（FCAI）。失效模式需使用標準代碼進行記錄（如“C”代表在損傷處失效），只有特定的失效模式（如貫穿損傷的失效）才被認為是有效的。

其中，工程仿真是指用計算機輔助求解復雜工程和產品結構強度、剛度、屈曲穩定性、動力響應、熱傳導、三維多體接觸、彈塑性等力學性能的分析計算以及結構性能的優化設計等問題的一種近似數值分析方法；工藝仿真包括沖壓、焊接、鑄造、注塑、折彎等工藝過程的仿真；性能仿真包括對產品在特定工況下的震動、噪聲進行仿真、跌落仿真、碰撞仿真等；優化軟件則包括數值優化、拓撲結構優化等軟件；還包括進行各類虛擬試驗的軟件。

非線性優化用于針對結構在非線性條件下的性能進行優化，如塑性變形、屈曲等。多尺度優化用于針對結構在不同尺度下的性能進行優化，如宏觀尺度和微觀尺度等。 主要結構優化仿真軟件：§ Ansys OptiStruct：用于結構優化，主要用于機械產品、航空航天產品、汽車產品等的設計和分析。