基于Patran／Nastran和Hypersizer的复合材料后机身加筋结构形式选择分析
采用PATRAN NASTRAN机身加强框段高应变梯度原因分析
采用PATRANNASTRAN机身加强框段高应变梯度原因分析作者：常亮刘小军王立凯摘要：针对某型机中机身加强框在全机静力试验中出现高应变梯度的现象，在全机有限元模型基础上，对该框段及其周围部件建立了细节有限元模型，同时考虑了部件的细化和连接关系的细化，得到了与试验应变相接近的结果。
通过对该区域传力路径的分析，确定了高应变及及梯度产生的原因，为后续全机静力试验提供了依据。
关键字：机身框段；高应变梯度；模型细化1. 前言现代飞机设计均采用薄壁式结构，对于机身结构来说，隔框是其重要的组成部分。
隔框分为普通框和加强框，普通框的作用是维持机身外形，支持机身长桁和蒙皮。
加强框除具有普通框的作用外，还要承受飞机其他部件、组件、货载和设备传来的集中载荷，受力状态比较复杂。
本文就某型机中机身框段在前期试验中出现高应变梯度的现象，采用PATRAN 对这样一个典型机身加强框进行了细节有限元分析，为了消除模型切割带来的二次误差，在原始模型中对考核部位直接进行细化，然后采用大量的过渡单元将细节模型和全机模型连接起来，较为真实地模拟了该框段的受力形式。
2. 结构简介考核框为机身加强框，所使用材料为70 系列铝材，加工方法为锻造，如图1 所示，位于中机身段主起落架大开口的前端，机翼后梁通过后梁对接上接头与其外缘条相连，中央翼腹板通过螺栓与其腹板相连，纵向构件主起口框梁与其外缘条也通过螺栓相连。
同时，如图2所示，与其相连的还有地板，后三叉接头等构件。
该框段的主要作用是维持机身的截面形状，作为桁条、蒙皮的支承点，将局部集中力及力矩传给蒙皮，同时，外翼有前后两根大梁，该框与外翼后梁通过三叉接头及后梁对接接头相连，传递外翼后梁的部分载荷。
图1 框段示意图图2 高应变取连接示意图根据对试验数据的分析，如图3 所示，在该框段外缘条处，在框平面法线方向上存在着高应变梯度的现象，在限制载荷下，框腹板片压应变为269με，而在远离框腹板的棱上压应变高达4848με。
基于NASTRAN的复合材料后梁稳定性优化设计与开口补强分析
基于NASTRAN的复合材料后梁稳定性优化设计与开口补强分析张讯;葛建彪【摘要】结构失稳破坏在飞机静力试验中较为常见,结构稳定性破坏会导致全机结构的破坏.复合材料后梁开口后,对结构稳定性提出了更高的要求,因此必须在满足后梁静强度要求的基础上,对结构稳定性进行优化设计.应用理论计算和有限元软件Nastran对后梁结构稳定性进行了分析,对后梁结构立柱进行了布局优化设计和截面尺寸设计,最后对复合材料后梁开口结构进行了稳定性分析,为复合材料后梁详细设计提供了参数支持.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2019(000)001【总页数】7页(P11-17)【关键词】复合材料后梁;稳定性;优化设计;补强分析【作者】张讯;葛建彪【作者单位】上海飞机设计研究院,上海201210;上海飞机设计研究院,上海201210【正文语种】中文【中图分类】TH160 引言飞机机翼、尾翼和机身上的薄壁加筋结构在承受压缩、剪切、扭转和弯曲等载荷作用时，最常见的失效模式为丧失稳定性，又称“失稳”或“屈曲”。
为了保证结构的使用安全，需要进行稳定性研究，以控制结构的失效。
机翼后梁是飞机上的主承力构件，其对强度设计要求严格，同时也是飞机机翼整体油箱的关键结构，其承受压缩、剪切、扭转和弯曲等载荷共同作用，受力复杂导致其易失稳破坏。
为了保证结构的安全使用，在进行后梁结构设计时必须充分考虑其稳定性，对其结构稳定性进行优化设计[1]。
复合材料相比于金属材料具有优良的力学性能，复合材料后梁已经作为一种先进的新材料结构，普遍应用于各种飞行器翼盒部件中。
提高后梁结构在不同工况下的稳定性是工程设计的迫切需求。
然而为了满足维修和安装的需求，在复合材料后梁结构上增开维修大开口后，对其结构稳定性又提出了更高的要求，因此必须在满足后梁静强度使用要求的基础上，对其结构稳定性进行优化设计[2-3]。
为了满足后梁腹板的稳定性设计要求，本文运用理论计算手段和有限元软件MSC.Nastran在设计载荷工况下对后梁结构稳定性进行优化设计，以临界屈曲载荷不小于极限载荷为约束条件，对后梁结构立柱进行尺寸布局和截面尺寸的优化设计。
MSC Patran／Nastran软件在7.5m天线结构的应用
强 度分 析计算 。以往多采 用经 验类 比设计 与传 统材 料 力学简化 计算 相 结 合 的方法 ， 这 一 方 法在 很 大 但
程 度上取决 于设 计 人 员 的 经验 ， 且 往 往使 设 计 偏 并
于保守 ， 致使 产 品重量 大 、 本 高 ， 其 在 当前 客户 成 尤
要求越 来越 多样 化 的 情 况下 ， 已不 能 适 应 瞬息 万 变 的市场要 求 。 Ｐｔ ｎ Ｎ ｓａ ａ ａ 和 ａｔ ｎ是 美 国 Ｍ Ｃ公 司 开发 的 用 于 ｒ ｒ Ｓ
大 。可见 ， 加天 线 的刚度 与降低 自重 变形 ， 为天 增 成
线 结 构 设 计 中 一 对 明显 的 矛 盾 。
实 际反射 面 的形状 总不 能与理 论反 射面 完全一
致， 而有 一定 的误 差 。这 种 误 差 对 天线 增 益 的影 响 按 Ｒ ｚ 公 式可 定量 地描 述为 ： ｕｅ
ｎ ｓ： Ｇ／Ｇ。： ｅ－（ ／ 厂 ４ Ａ
，
工程 校验有 限元 分 析 和 计 算 机 仿 真 的 软件 。Ｐｔ ｎ ａ ａ ｒ 软件是 有 限元分 析 的前 后 处 理 软 件 ， 它可 使 用 户 通 过 图形交互 界 面创建 几何模 型 ， 以及设 置模 型参 数 ，
并将计 算 结 果 以 多 种 方 式 提 供 给用 户 。Ｎ ｓ ａ ａｔ ｎ软 ｒ
（ ｈ ４ｈＲｅｅ ｒｈ Ｉｓｉ ｔ ｏ Ｔ Ｃ，ｈｊ ｚｕ ｎ ｂ ｉ ５ ０ ， ｈｎ ） Ｔ ｅ５ ｔ ｓａｃ ｎｔｕｅ ｆ Ｅ Ｓ ｉａｈ ａ ｇＨｅｅ ０ ８ Ｃ ｉａ ｔ Ｃ ｉ ０ １
Ａｂｓｒ ｃ ： ｉｅ ｍｅ ｈ ｆｎｔ ｌｍｅ ａ ａｙ ｉ ｏ ｓｒｃｕ ｅ ｔｅ ｇｈ ｆ ａ ｃ ｒａｎ ｎｅ ｎ ｉ ｐ ｒｏｍ ｅ ｂ ｕ ｉｇ ｔａ ｔ Ｆｎ ｓ ｉｉ ｅｅ ｎｔ ｎ ｌｓｓ ｎ ｔｕ ｔｒ ｓｒ ｎ ｔ ｏ ｅｔｉ ａ ｔｎ ａ ｓ ｅｆｒ ｄ ｙ ｓｎ ＭＳ Ｐａｒｎ ｎ ＭＳ ｅ Ｃ ｔａ ａ ｄ Ｃ Ｎａ ｔａ Ｔ ｅ ｎ ｃ ｓ ｉ ｆａ ｔｎ ａｓｒ ｃｕ ｅ ａ ａｙｉ ｓ ｅ ｐ ｕ ｄ ｄ． ｈ ｓｃ ｐｒｃ ｄ ｅ ｏ ｎｅ ｎ ｔｕ ｔｒ ｎ ｌｓｓｉ Ｓ ￣ａ ｎ Ｃ ｓｒｎ． ｈ ｅ ｅ ｓｔ ｏ ｎｅ ｎ ｔ ｔｒ ｎ ｌｓｓｉ ｘ ｏ ｎ ｅ Ｔ ｅ ｂａｉ ｏ ｅ ｕｒ ｆａ ｔｎ ａ ｓｒ ｃｕ ｅ ａ ａｙｉ ｎ Ｍ Ｃ Ｐａ ｎ ａ ｄ ＭＳ ｙ ｕ
of＋n．／pron．结构后谓语的形式
of＋n．／pron．结构后谓语的形式
李海燕
【期刊名称】《英语辅导：高中年级》
【年(卷),期】2001(000)001
【摘要】受of之前修饰词的影响，of+n．／pron．结构后谓语的形式可以分为以下三种情况。
【总页数】1页(P10)
【作者】李海燕
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】G633
【相关文献】
1.试论文言名词充当动词性谓语时的语义结构程式和语言环境形式 [J], 韩陈其;
2.基于Patran／Nastran和Hypersizer的复合材料后机身加筋结构形式选择分析[J], 卢秉贺;李萍;张军伟
3.but后的非谓语动词形式 [J], 盛世忠;
4."反形式":"后"结构思潮对传统形式观念的消解 [J], 张旭曙
5.3C认证结构形式重新界定后84个型号自走式植保机械受到联动处理 [J],
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
基于Patran和MSC Nastran的压电智能桁架结构振动模态分析
基于Patran和MSC Nastran的压电智能桁架结构振动模态分析作者：陈文英张兵志来源：《计算机辅助工程》2013年第03期摘要：用Patran和MSC Nastran分析压电智能桁架结构振动模态，验证基于有限元法建立的智能桁架结构机电耦合动力学模型的正确性和有效性.结果表明：采用Patran和MSC Nastran 针对2种典型压电智能桁架结构开展振动模态分析的结果，与采用基于有限元法建立的数学模型计算得到的模态频率及实验测试模态频率近似相等，验证基于有限元法模型的正确性和有效性，为开展主动振动控制器的设计提供模型和技术支持.关键词：智能桁架结构；振动模态；有限元法中图分类号：TB535文献标志码：B0引言航空、航天技术的飞速发展，对空间结构系统的性能提出新的要求[1].智能桁架结构是利用功能材料（如压电陶瓷等）制成的集传感元件和作动元件于一体的主动构件，并将主动构件配置于桁架结构的若干关键部位而形成的，不仅具有传感和控制功能，还能承受结构载荷.[2-3]由于采用压电陶瓷材料制造的智能主动构件体积小、重量轻、结构紧凑、精度高且具有自适应能力等特点，在航空航天领域的大型桁架结构中广泛应用.智能桁架结构在具有上述优点的同时，还具有结构复杂、柔性大、阻尼小、低频模态密集、模态耦合程度高以及其他多种不确定性和耦合等特点，难于建立精确的动力学模型，给振动主动控制带来很大的挑战.[4-6]因此，如何建立精确的能反映智能桁架结构动力学特性的数学模型是开展振动主动控制器设计的首要问题.针对北京航空航天大学的两种典型智能桁架结构，基于有限元法，建立压电智能桁架结构的机电耦合有限元方程；针对上述两种典型智能桁架结构采用Patran和MSC Nastran软件进行有限元分析计算；将基于Patran和MSC Nastran软件的模态分析计算结果、模态测试实验结果与基于有限元法建立的动力学模型计算结果进行对比分析，验证基于有限元法建立的压电智能桁架结构机电耦合动力学模型的正确性和有效性.1基于有限元法建立智能桁架结构的振动模态计算方程基于有限元法，考虑压电主动杆的机电耦合特性，建立智能桁架结构的运动方程[7-8]mu··（t）+cu·（t）+ku（t）=Fe（t）+BFc （t）（1）式中：m为质量矩阵；c为阻尼矩阵；k为刚度矩阵；Fe（t）为外部结点力矢量；Fc（t）为m×1的控制力矢量，m为主动杆的数目；B为主动杆的方向余弦矩阵.假定系统具有比例阻尼，没有外部作用力.采用模态展开u（t）=φq（t），其运动方程可表示为q··+Dq·+Ωq=φTBFc （2）式中：D=diag[2ξjwj]；Ω=diag[w2j]，j=1，2，…，n；φ=[φ1φ2…φn]；wj和ξj分别为第j阶固有频率和模态阻尼.2基于Patran和MSC Nastran的智能桁架结构振动模态分析2.1应用实例选用北京航空航天大学根据大型空间结构设计的四棱柱和三棱柱智能桁架结构为研究对象，见图1.四棱柱智能桁架结构结构根部立杆位置配置4个压电主动杆（1-5，2-6，3-7和4-8），三棱柱智能桁架结构根部立杆位置配置3个压电主动杆（1-4，2-5和3-6）.两种空间桁架结构均由铜制杆件和钢制连接件组成，同一高度的水平杆分别组成正方形（四棱柱智能桁架）和等边三角形（三棱柱智能桁架）.其中四棱柱桁架的各跨结构外轮廓为正方体，由立杆、水平杆和斜杆构成.立杆和水平杆长度相等，相对底平面上斜杆的方向不同，同一平面斜杆与直杆之间的夹角为45°；三棱柱智能桁架各跨结构外轮廓为三棱柱形状，与四棱柱桁架一样，由立杆、水平杆和斜杆构成，立杆和水平杆长度相等，每个侧面也有一根斜杆.相邻各跨同平面上的斜杆方向不同，同一平面斜杆与直杆之间的夹角为45°.在桁架杆件设计中，考虑到大柔度、低阻尼的要求以及装配的简易性，主杆设计为空心细杆，两端采用螺杆通过多面体接头进行连接，四棱柱智能桁架采用M5的螺杆，三棱柱智能桁架采用M3的螺杆.两个桁架结构基本参数见表1.2.2基于Patran和MSC Nastran软件的智能桁架结构振动模态分析为验证上述有限元建模方法的正确性，编写智能桁架结构有限元计算程序，分别对两种智能桁架结构进行有限元分析计算，并与北航实验测试的模态频率进行对比.四棱柱、三棱柱桁架结构有限元建模的节点编号见图1.表 1桁架结构基本参数表桁架结构结构尺寸/mm杆外径/mm杆内径/mm螺杆主杆数节点数跨数四棱柱320×320×320106M583286三棱柱260×260×26064M31023611在智能桁架结构的有限元计算中，结构中的所有杆件，包括主动杆和普通杆，均以等截面杆单元模拟，连接接头以节点质量代替.四棱柱智能桁架结构的有限元模型包括83个杆单元，28个节点，底部四个节点的自由度全部固定，以模拟悬臂的边界条件，整个模型共有72个自由度.各桁架结构杆单元的弹性模量为1.08×1011 N/m2，质量密度为8 940 kg/m3，各节点附有0.78 kg的集中质量.考虑到桁架结构中杆件的两端是通过两个螺杆与桁架中两连接件连接的，由轴向拉压刚度等效条件，得到简化后的普通直杆、普通斜杆和主动杆单元的等效截面积分别为3.257×10-5 m2，3.117×10-5 m2和1.45×10-5 m2.三棱柱桁架为顶部带配重的11层塔式复合桁架结构，包括102个杆单元（底部3个立杆为压电主动杆，压电堆尺寸为12×120 mm），36个节点.为模拟悬臂的边界条件，底部三个节点的所有自由度全部固定，模型共有99个自由度.各桁架结构杆单元的弹性模量为1.08×1011 N/m2，质量密度为8 940 kg/m3，各节点附有0.135 kg的集中质量，顶部配重为1.435 kg，简化后的普通直杆、普通斜杆和主动杆单元的等效截面积分别为1.516×10-5 m2和1.527×10-5 m2和6.337×10-5 m2.四棱柱智能桁架结构计算与实验模态频率对照见表2.三棱柱智能桁架结构计算与实验模态频率对照见表3.四棱柱智能桁架结构的前6阶模态振型见图2.三棱柱智能桁架结构的前6阶模态振型见图3.由表2和3可以看出，四棱柱智能桁架结构和三棱柱智能桁架结构前6阶模态频率计算值与实验值吻合很好，误差在5%之内，说明建立的智能桁架结构机电耦合有限元模型正确，能够真实地反映智能桁架结构的动力学特性.从四棱柱智能桁架结构和三棱柱智能桁架结构的固有频率分布上看，第1阶和第2阶模态及第4阶和第6阶模态是两两密频模态，分别代表一弯和二弯振型，第3阶模态是绕z轴的扭转模态.3结束语采用大型商业化结构分析软件Patran和MSC Nastran，对北京航空航天大学的四棱柱和三棱柱压电智能桁架进行模态分析计算，计算结果与基于有限元法建立的压电智能桁架结构机电耦合动力学模型的计算模态频率近似相等，与实验测试模态频率吻合，有效验证基于有限元法建立的压电智能桁架结构动力学模型的正确性和有效性，为进一步振动控制器的设计提供模型和技术支持.参考文献：[1]黄文虎，王心清. 航天柔性结构振动控制的若干新进展[J]. 力学进展， 1997， 27（1）： 5-18.[2]张景绘. 一体化振动控制：若干理论、技术问题引论[M]. 北京：科学出版社， 2005.[3]罗晓平，黄海. 自适应结构控制及其空间应用[J]. 航天控制， 2005， 23（2）： 47-53.[4]赵国伟，黄海，夏人伟. 柔性自适应桁架及其振动最优控制实验[J]. 北京航空航天大学学报， 2005， 31（4）： 434-438.[5]陈文英，阎绍泽，褚福磊. 免疫遗传算法在智能桁架结构振动主动控制系统优化设计中的应用[J]. 机械工程学报， 2008， 44： 196-200.[6]陈文英，褚福磊，阎绍泽. 智能桁架结构自适应模糊主动振动控制[J]. 清华大学学报：自然科学版， 2008， 48（5）： 816-819.[7]陈文英，阎绍泽，褚福磊. 免疫遗传算法在智能桁架结构振动主动控制系统优化设计中的应用[J]. 机械工程学报， 2008， 44（2）： 196-200.[8]CHEN Wenying， CHU Fulei， YAN Shaoze， et al. An interval parameter perturbation method for predicting the natural frequency bounds of intelligent truss structures with uncertain-but-bounded parameters[J]. Key Engineering Materials， 2007， 347： 569-574.（编辑武晓英）。
框加结构——甬城住宅结构形式的合理选择
框加结构——甬城住宅结构形式的合理选择
忻飚;严斌
【期刊名称】《浙江建筑》
【年(卷),期】1998(000)005
【总页数】2页(P13-14)
【作者】忻飚;严斌
【作者单位】宁波市规划设计研究院;宁波市住房发展投资公司
【正文语种】中文
【中图分类】TU375.4
【相关文献】
1.基于Patran／Nastran和Hypersizer的复合材料后机身加筋结构形式选择分析[J], 卢秉贺;李萍;张军伟
2.对地铁车站合理结构形式选择的三维结构分析 [J], 王玉锁;王明年
3.小高层住宅结构形式选择的分析 [J], 李飞;王琳
4.带式输送机地上通廊结构形式的合理选择及技术经济分析 [J], 杨纯祥;张立江
5.多层住宅建筑设计与结构形式的选择——砖混结构与框架结构在多层住宅中应用的综合分析与比较 [J], 朱光钧
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
利用MSC Patran／Nastran分析复合材料夹层结构
利用MSC Patran／Nastran分析复合材料夹层结构
何伟
【期刊名称】《计算机辅助工程》
【年(卷),期】2006(015)B09
【摘要】描述复合材料夹层结构的特点，阐述利用MSC Patran建立复合材料泡沫夹层结构有限元模型的步骤与方法，简单阐述后处理方法，并通过一个实例与理论解进行的比较验证该方法的准确性．
【总页数】3页(P330-332)
【作者】何伟
【作者单位】中国航天科工集团北京机械设备研究所,北京100854
【正文语种】中文
【中图分类】TQ323.5
【相关文献】
1.基于MSC.Patran/Nastran的移动除尘罩结构和稳定性有限元分析 [J], 孙健;曹静
2.基于Patran和MSC Nastran的某空压机第1级叶轮强度分析及结构优化 [J], 高松;肖俊峰;李园园;上官博
3.基于Patran和MSC Nastran的压电智能桁架结构振动模态分析 [J], 陈文英;张兵志
4.利用MSC Patran/Nastran分析复合材料夹层结构 [J], 何伟
5.MSC Patran/Nastran软件2.4m偏置栅格天线结构力学分析 [J], 任兵锐;武织才;兰菲
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
基于MSC.PATRAN／NASTRAN的飞机复合材料天线罩的建模及静强度分析
基于MSC.PATRAN／NASTRAN的飞机复合材料天线罩的建模及静强度分析摘要介绍复合材料天线罩的结构和校核方法及建模过程，以飞机某天线罩为例进行分析，通过对试验数据的分析，表明有限元建模计算与试验数据基本一致，说明该天线罩的设计满足强度要求。
关键词有限元模型；天线罩；优化；强度；刚度前言当前，复合材料是一种十分重要的材料，其具较强的可设计性、较高的比模量和比强度，以及优越的力学性能，在功能结构一体化中实现中较为方便，在飞机结构中更是得到较好的应用，本文采用Catia模块及MSC.PATRAN/NASTRAN 软件对飞机典型复合材料天线罩结构进行有限元建模及计算分析，从而使其在飞机更加充分、合理的使用。
1 复合材料的结构及承载特点飞机上的复合材料多采用蜂窝夹层结构，即内外两侧面是面板，中间夹层为蜂窝，如图1所示。
面板由SW280A/3218从内向外按一定的角度编织而成。
在计算夹层结构的弯曲和总体稳定性时，一般采用以下假设：（1）蜂窝在平行面板方向的刚度为零，即：（2）蜂窝横向不可压缩，即（3）面板很薄（t1≤h，t2≤h），因而面板自身弯曲刚度可以忽略；（4）薄板和薄壳，即夹层结构的总厚度远比板的长宽或壳的半径小；（5）采用线性理论。
有限元分析时，一般采用将整个夹层结构看成特殊的复合材料压层板，将蜂窝看成特殊的复合材料单向成。
2 罩体的有限元建模及计算分析具体包括，坐标系的选取；结构的离散化；元素的选择；约束条件的选取；载荷的分配；应变矩阵的计算；刚度矩阵的建立；位移及应力的计算。
首先，建立一个天线罩Catia曲面数模，在Catia模块下经过优化处理，导入有限元分析模块Pantran中完成罩体外形数据输入，材料数据输入，有限元网格划分及载荷的分配。
其次，根据载荷的分布特点，对模型做进一步优化，保证模型施加载荷准确性，并通过局部二次调配，使模型载荷与气动吹风载荷误差不大于2%。
图2给出优化后的罩体模型，共给出26个测压点，以面载的形式施加罩体模型上。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
一
１ ２ ｏｒ
．
ｏ ｒ
＋
Ｘｃ —Ｘ
＋
．
１— ￡ ，ｙ ｃ
ｏ２ －＋
ｒ２
－ Ｓ Ｔ （） ２
设计 、 后 机 身 结 构 的 构 型 进 行 优 化 分 析 。首 先 ， 对 采用 Ｐｔ ｎ Ｎ ｓａ ａａ／ ａｔ ｎ建立 有 限元 分析模 型 ． ｒ ｒ 计算得 到 载荷 的大小 与 分 布 ； 后 ， 有 限元 模 型 和 计 算 结 然 将 果导 人 Ｈ ｐ ｒ ｚｒ中 ， 用 软 件 的 构 型模 块 建 立 多 ｙ ｅｓ ｅ ｉ 利
元分析软件 Ｎ ｓａ 进行初步分析 ， ａｒ ｔｎ 利用复合材料结构分析与优化软件 Ｈ ｐｒｚ 进行结构形式 的优化计算 ｙｅｓｅ ｉｒ
分析 。 选 出后 机 身壁板 最佳 结构 形式 。通 过计算 分 析 ， 出有 意义 的工 程经验 。 优 得
关键 词 ： 复合 材料后 机 身 ； 筋结 构形式 ； 化分 析 ；ａ ａ／ ａｔ ｎ Ｈ ｐ ｒ ｚｒ 加 优 Ｐ ｔ ｎ Ｎ ｓ ａ ； ｙ ｅｓ ｅ ｒ ｒ ｉ ［ ｂｔ ｃ ］Ｍ ｉｌ ｓｌ ｓ ｈ ｒｂｅ ｂ ｕ ｃ ｏ ｅｏ ｓｆ ｎ ｄｓ ｕｔｒ ｃｎ ｇ ｒｔ ｎｏ ｍ ｎｔｄｃｍｐｓ ｅｆｓ— Ａ ｓｒ ｔ ａｎ ｖ ｅｐｏｌｍ ａｏ ｔ ｈｉ ｆ ｔｆ ｅ ｒｃ ｅ ｏｆ ｕａｉ ｆａ ｉａ ｏ ｏｉ ｅ ａ ｙｏｅｔ ｃ ｉｅ ｔ ｕ ｉ ｏ ｌ ｅ ｔ ｕ
ｍ ｎ Ｆ ＝ｍｉ（ ｉ（ ） ｎ ∑Ｆ ） （） １
元 。为了能 够 准 确 地 模 拟 尾 翼 气 动 载 荷 对 机 身 的 影响 ． 算模 型 中建立 了平 尾 和垂 尾 前 后 梁 之 间 的 计 有 限元 单 元 。为 了保 证 载 荷 传 递 的连 续 性 ， 平 在 尾 、 尾 、 尾 与 后 机 身 问 多处 有 限 元 单 元 中 布 置 垂 垂 了 ＭＰ Ｃ多点约 束 。 由于 平 尾操 纵 和 内部 装 载 的 维
料使 用量 已成 为衡 量 其 先 进 与 否 的重 要 标 志 之一 。
有 限元模 型并 进行 初 步 分 析 ． 利用 复 合 材 料 结构 分 析 与优 化 软件 Ｈｙｅｓ ｅ 进 行 结 构 形 式 优 化 分 析 ， ｐ ｒ ｚｒ ｉ
优选 出后机身 壁板 最佳 结构形 式 。
６Ｎｘ ｈ ＋ ｘ ２ ４ ６Ｎ ￣２ ｙ
＋
Ｌ） （ Ｊ ｊ ３
如果 ＜ ０并且 ｌ ｌ Ｉ则 ： ＜Ｉ ，
Ｅｔｖ：— — — — — 二 — —＝ — Ｅｉｖ＝ — ———— — － 二 —二 — 二 ＝ ｇ — — — 二 — — ／
２ ２
ｒ 为剪应 力 。 （ ） 大应变 准则 ２最
１ ＜ ｍ ， １ Ｓ ＞一８Ｘ ｃ 占２＜Ｓ因此 整 体结 构 的刚 度需 重 新 分 布， 重新 计算 获 得 新 的 单 元 力 ， 进 行 下 一 轮 的结 并 构优 化 ， 直至重 量 优 化 曲线 收敛 为 止 。计算 流 程 见
０ 引 言
后 机身 是飞 机后 部 承 载 和 装 载 的 主体 结 构 ， 是 平 尾 和垂尾 连接 固定 的基 础 ， 结 构 形 式 和传 载 十 其 分 复杂 ＿ 后 机 身 结 构 中最 大 的结 构 单 元 是 蒙 皮 】 ］
与桁条 ． 们 也 是 受 力 最 严 重 的构 件 ， 受 着 机 身 他 承
用有 限元 前后 置 分 析 处 理 软 件 Ｐ ｔ ｎ Ｎ ｓ ａ 立 ａ ａ／ ａｔ ｎ建 ｒ ｒ
弯曲、 扭转 、 剪切 等 主要 载 荷 的作 用 。因 此 ， 构形 结 式 的选 择 和 参 数 的设 置 应 与各 相 连 部 件 的载 荷 传 递相 协调 ， 选择 合理 的后 机 身 结 构形 式 有 利 于 传递 载荷 与减 轻重量 。 复合 材料 因其 有 较 高 的 比强 度 、 比刚 度 及 耐疲 劳 、 腐蚀 和可 设计 性 等 优 点 而成 为提 高 结 构 效率 耐 及提 升 飞机市 场竞 争 力 的重 要 选 择 ． 机 的复 合 材 飞
民用 飞 机 设 计 与 研 究
Ｃｉ ｌ ｒ ｒ ｆ ｓｉｎ ＆ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ｖｉＡｉ ａ ｔＤｅ ｇ ｃ ｓ ａｃ
１ 优 化 原 理
本 文 采 用 Ｐｔ ｎ Ｎ ｓａ ａ ａ ／ ａｔ ｎ与 Ｈ ｐ ｒ ｚｒ的交 互 ｒ ｒ ｙ ｅｓ ｅ ｉ
１ ２ 约束 条件 ．
（） ｆ ａ １ Ｈｏ ｍ ｎ准则 ｆ
经 验 介 绍
Ｅ ｐ ｒｅ ｃ ｎ ｒ ｄｕ ｔ ｘ ｅ ｉｎ ｅ Ｉｔｏ ｃ ｉ ｏｎ
基 Ｐｔ ｎ Ｎ ｓａ 于 ａｒ ／ ａｔ ｎ和 Ｈｙ ＂ ｒ ａ ｒ ｐ ． ｚ ｅ
的 复 合 材 料 后 机 身 加 筋 结 构 形 式 选 择 分 析
Ｒｅ ｅ ｒ ｈ Ｓ ｉｆ ｎｅ ｔ ｕｃ ｕｒ ｎｆ ｇ ａ ｉ ｎ ｆ ｓ ａ ｃ ｔ ｆ ｅ ｄ Ｓ ｒ ｔ ｅ Ｃｏ ｉ ｕｒ ｔ ｏ ｏ
ｉ ｇ，ａ ｌｓｓ ａ ｄ ｏ ｔｍｉａｉｎ ｈａ ｒ ｃｉ ａ ｌ ｎ ｉ ｅ ｎ ａｕ ｎ ｎａｙ ｉ ｎ ｐ ｉ ｚ ｔｏ ｓ ｐ ａ ｔｃ ｂ ｅ ｅ ｇｎｅ ｒ ｇ ｖ ｌ ｅ． ｉ
［ ｅ ｒｓ ｏ ｐ ｓｅＦ ｓｌ ｅ Ｓｉｅｅ ｔ ｃｕｅＴ ｐ ；Ｏ ｔ ｉ ｔ ｎ Ｐ ｔ ｎ Ｎ ｓ ａ ；Ｈ ｐ ｒ ｚｒ Ｋ ｙｗｏｄ ］Ｃ ｍ ｏｉ ｕｅａ ； ｔｆｎ ｄＳｒ ｔｒ ｙ ｅ ｐｉ ｚ ｉ ； ａ ａ ／ ａｔ ｎ ｙｅｓ ｅ ｔ ｇ ｆ ｕ ｍ ａｏ ｒ ｒ ｉ 出于 安全性 与 经济 性 的考 虑 ， 当今 世 界 的民用 飞 机 后机 身 多采 用 复 合 材 料 结 构 。但 是 复 合 材 料 为 各
种 结构 形式 ， 赋 予不 同 的结 构 尺寸 和 复 合材 料 铺 并
＝
＋
１
其 中， 为 纵 向拉 伸强 度 ； ， 为纵 向压缩 强度 ；
为横 向拉伸 强度 ；
层， 形成 结构形 式 数 据集 合 ； 着 ， 每 一 个带 有 不 接 对 同尺寸 和铺 层 的结 构 形 式 ， 行 刚度 、 度 和 稳 定 进 强 性 等各 种失效 模 式分 析 校 核 。 统计 其 重 量 以及 失 并 效模 式 的最 小 安 全 裕 度 值 ， 满 足 刚 度 、 度 和 稳 将 强
Ｌａ ｉ ｔ ｄ Ｃｏ ｐｏ ｉ ｅ Ｆｕｓ ｌ ｇ ｓ ｄ ｏ ｍ ｎａ ｅ ｍ ｓｔ ｅ ａ ｅ Ｂａ ｅ ｎ
Ｐａ ｒ ｎ ｔ ａ ／Ｎａ ｔ ａ ｎｄ Ｈｙ ｒ ｉ ｅ ｓ ｒ ｎ ａ ｐｅ ｓ ｚ ｒ
卢 秉贺 李 萍 张 军伟 ｕＢｎｈ ｉ ｉｇ Ｚ ａ ｇＪｎ ｅ ／Ｌ ｉｇ ｅ Ｌ ｎ ｈ ｎ ｕ ｗ ｉ Ｐ
图１
２ ＜ｙｓ ｌ １ｌ
其 中 ，勘， 为 １方 向最 大拉 伸 、 缩线 应变 ； 占 ‰ 压 为 ２方 向最大拉 伸 、 压缩线 应变 。
，
（） ３ 稳定性 准则
如果 ～＜ Ｏ并且 Ｉ ＜Ｉ Ｉ则 ： ⅣＩ ， Ｍ
ｌｇ ： —— — ＝ ＝ 二 二 — 二 ＝ 一 ｖ — — —— ＝ 二 ＝ 二 ＝ 二一 ￣ ＝ — 二 ｔ — 二 ＝
（） ４
＋
Ｍ Ｓ＝Ｅ 一１
其 中 ，Ｆ为修 正系数 ； Ｋ 为 ｘ方 向载荷 ， 为 ｙ方 向载荷 ， ｘ Ｎ ｙ为 ｘ ｙ 方 向载 荷 ：
为 ｘ方 向极 限 载 荷 ， 荷 ，ｘ ｘ 向极 限载 荷 。 Ｎ ｙ， ｙ方 为 为 ｙ方 向 极 限载
２ 计 算模 型 及 优 化 结 果
向异 性材料 ． 层板 的性 能 与材 料 性 能 和材 料 主 方 单 向有 关 ， 压 板 的性 能 与 复合 材 料 的铺 层 比例 、 层 铺 层数 目、 层顺 序 、 铺 铺层 总厚 度 等 密 切 相关 ， 理 的 合 复合 材料 铺 层 设 计 将 带 来 良好 的减 重 效 果 和 较 高 的结 构效 率 ， 则 会 适 得 其 反 。 因而 ， 合 材 料 的 否 复 后机 身加 筋 壁 板 结 构 形 式 的选 择 比金 属 结 构 更 复 杂 ． 要 考虑 的 因素更 多 ｊ 需 。 本 文针对 典 型 民用 飞 机 的 复合 材 料 后机 身 ， 采
ｌｇ ． Ｉ ｈｉ ａ ｅ ａ ｅ ｎ ｔ ｓｐ ｐ ｒ，ｔ ｅ ｆｎ ｔ ｌ ｍｅ ｔｍｏ ｅ ｆｔ ｅ ｓｒ ｔ ｒ ｓｍｏ ｅ ｅ ｎ Ｐ ｔａ ｎ ｎ ｌ ｚ ｄ ｐ ｅ ｉ ｎ ｒｌ ｙ ｈ ｉｅ ｅｅ ｎ ｄ ｌｏ ｈ ｔｕｃｕ ｅ ｗａ ｄ ｌｄ ｉ ａ ｒ ｎ ａ ｄ ａ ａｙ ｅ ｒ ｌｍｉ ａ ｙ ｂ ｉ ｉ Ｎａ ｔａ ｏ ｇ ｔｔ ｌ ｍｅ ｔｆ ｒ ｅ ｓｒ ｎ ｔ ｅ ｈｅ ｅｅ ｎ ｏｃ ．Ｔｈ ｎ ｔ ｅ ｆｎ ｔ ｌ ｍｅ ｔｍｏ ｌｉ ｍｐ ｓｅ ｎ ｏ Ｈｙ ｅ ｓｚ ｒ ｔ ａｃ ｌｔ ｎｄ ｏ ｔ－ ｅ ｈ ｉｅ ｅｅ ｎ ｄｅ ｓ ｉ ｏ ｄ ｉ ｔ ｐ ｒｉｅ ｏ ｃ ｌ ｕ ａｅ ａ ｐ ｉ ｉ ｍｉｅ，ｔ ｅ ｈ ｐ ｉ ｌｓｉ ｅ ｅ ｔ ｃｕ ｅ ｔｐ ｆｌｍｉ ａｅ ｏ ｏ ｉ ｕｓ ｌｇ ｓ ａｔｉ ｅ ｚ ｈ ｎ ｔ ｅ ｏ ｔｍａ ｔｆ ｎ ｄ ｓｒ ｔ ｒ ｙ ｅ ｏ ａ ｎ ｔ ｄ ｃ ｍｐ ｓｔ ｆ ｅａ ｅ ｉ ｔａｎ ｄ．Ｔｈ ｅ ｅ ｒ ｈ ｏ ｄ ｌ ｆ ｕ ｅ ｅ ｒ ｓ ａ ｃ ｆｍｏ ｅ－
模 型 中建立 了部 分 中后 机 身 和球 面 框 的 有 限元 单
１ １ 目标 函数 ． 结构 最优 形式 是 指 在 承受 相 同载 荷 的情 况 下 ，
满 足 刚度 、 度 、 定 性 等 约 束 准 则 ， 使 重 量 最 强 稳 并 轻 ＿ ， ６ 其数 学表 达形式 为 ： ｆ
２ Ｂ ｉｎ ｅ ｔｒ Ｃ ｏｄｎ ｔ Ｔ ｃ ｎｌｇ ｃ Ｂ ｉｎ ０ １ １ Ｃ ｉａ ． ｅ ｉｇＣ ｎｕｙ ｏｒｉａｅ ｅｈ ｏ ｙＩ ， ｅ ｉｇ１０ ０ ， ｈｎ ） ｊ ｏ ｎ ｊ