某型无人直升机机身框架断裂分析及优化计算
某型无人机的易损性评估和减缩设计
航空计算技术 Aeronautical Computing Technique
Vol. 37 No. 3 M ay. 2007
某型无人机的易损性评估和减缩设计
高玉伟 , 韩 庆 , 裴 扬
(西北工业大学 航空学院 , 陕西 西安 710072)
摘 要 :无人机在现代战争中扮演着越来越重要的角色 ,其易损性问题也成为无人机设计中必须考 虑的关键问题之一 。利用 Patran建立了某型无人机的易损性模型 ;并用飞机易损性仿真评估系统 对该模型的易损性进行了计算 ;进而提出了易损性减缩设计方案 ;通过再次计算可知该设计方案可 明显降低其易损性 。 关键词 :无人机 ; 易损性评估 ; 减缩设计 中图分类号 : V 279 文献标识码 : A 文章编号 : 1671Ο654X (2007) 03Ο0044Ο04
该机考虑的杀伤级别确定为 K级杀伤 。 2. 3 致命性部件辩识 [ 4 ]
1)致命性部件的确认 飞机上每个部件都有一定水平 、一定程度或一定 数量的易损性 ,每个部件的易损性对全机的易损性起 着部分的作用 。致命性部件是指那些如果被损伤或毁 伤后会导致飞机杀伤的部件 。 要对 U lltRAevo无人机进行易损性分析 ,必须先确 定其主要的致命性部件 。致命性部件的确认过程如图 4所示 。
2)选用 更 小 的 飞 控 组 件 。飞 控 组 件 尺 寸 改 为 100mm ×130mm ×85mm;两遥控组件尺寸改为 70mm ×70mm ×12mm;
3)飞控部件上移 、照相设备下移 、非致命性部件有 效载荷下移 、底部加装甲 。
利用飞机易损性仿真评估系统对改进方案再次进 行易损性分析 ,得出全机杀伤概率 PK 如下 :
无人机机翼模态分析与结构优化设计
河南科技Henan Science and Technology 机械与动力工程总第804期第10期2023年5月无人机机翼模态分析与结构优化设计廖耀青（浙江安防职业技术学院，浙江温州325016）摘要：【目的】为避免无人机飞行中出现严重的气动弹性问题，针对无人机机翼刚度分布设计不合理之处，开展无人机机翼模态分析与结构优化设计。
【方法】基于正交试验设计提出一种基于模态分析的机翼变截面结构布局轻量化设计研究方案。
【结果】基于无人机机翼有限元仿真模型，开展机翼约束模态仿真分析，发现机翼在翼梁、翼肋等方面需要进行尺寸优化设计，进而改善机翼刚度。
并提出一种变截面翼梁结构，通过TOPSIS方法进行排序获取了最优解。
结果表明，优化后的机翼结构质量降低34%，机翼约束模态频率得到极大改善。
【结论】通过模态分析开展无人机机翼结构优化设计，可在满足刚度合理分布的同时，大幅度降低机翼总质量。
关键词：无人机机翼；模态分析；TOPSIS；结构优化中图分类号：V279文献标识码：A文章编号：1003-5168（2023）10-0048-06 DOI：10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2023.010.010Modal Analysis and Structure Optimization Design of UAV WingLIAO Yaoqing(Zhejiang College of Security Technology,Wenzhou325016,China)Abstract:[Purposes]In view of the unreasonable design of the stiffness distribution of the UAV wing,in or⁃der to avoid serious aeroelastic problems in the flight of the UAV,the modal analysis and structural optimiza⁃tion design of the UAV wing were carried out.[Methods]Based on orthogonal experimental design,a light⁃weight design scheme of wing variable cross-section structure layout based on modal analysis was proposed. [Findings]Based on the finite element simulation model of the UAV wing,the wing constraint modal simula⁃tion analysis was carried out.It was found that the wing needed to be optimized in terms of wing beam and wing rib,which then improves the wing stiffness.On the other hand,a variable cross-section wing beam structure is proposed,and the optimal solution is obtained by TOPSIS method.The results show that the con⁃strained modal frequency of the optimized wing structure is greatly improved while the mass is reduced by 34%.[Conclusions]The optimization design of UAV wing structure through modal analysis can greatly re⁃duce the total mass of the wing while satisfying the reasonable distribution of stiffness.Keywords:UAVwing;modalanalysis;TOPSIS;structural optimization0引言无人机作为一个新兴产品，因其具有强大的机动性能、环境感知力等，在多个领域呈现出巨大的应用前景，如其广泛应用于航拍、环境检测、城市管理等。
某无人直升机机身框架动力学计算与试验研究
某无人直升机机身框架动力学计算与试验研究
谢勤伟;姜年朝;周光明;张逊;王克选;张志清
【期刊名称】《噪声与振动控制》
【年(卷),期】2012(032)004
【摘要】建立某无人直升机机身框架的动力学有限元模型,计算得到前六阶固有频率和振型,与模态试验结果相比较,误差小于3％,验证了有限元模型的正确性,表明该有限元模型能准确地反映该无人直升机框架的结构动力学特性.有限元计算的机身框架固有频率值避开了旋翼、尾桨、发动机主通过频率值,满足动力学设计要求.这种有限元计算、试验验证以及模型修改相结合的动力学分析方法,能保证框架固有特性计算的精确,也为无人直升机其它结构的动力学建模提供借鉴.
【总页数】4页(P34-36,120)
【作者】谢勤伟;姜年朝;周光明;张逊;王克选;张志清
【作者单位】总参六十所,南京210016;总参六十所,南京210016;南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016;南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016;总参六十所,南京210016;总参六十所,南京210016;总参六十所,南京210016
【正文语种】中文
【中图分类】TH16;V214.1+2
【相关文献】
1.直升机机身对旋翼气动干扰的计算 [J], 徐国华;李春华
2.某型无人直升机机身框架断裂分析及优化计算 [J], 马敬志;张志清;吴开春
3.直升机机身温度场的工程计算方法 [J], 张强;曹义华
4.复合式直升机旋翼/机身干扰流场数值计算 [J], 曹飞;陈铭;马艺敏
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某型飞机舱盖吊挂螺栓断裂故障模拟分析
某型飞机舱盖吊挂螺栓断裂故障模拟分析摘要针对某型飞机座舱盖吊挂螺栓断裂故障情况，根据螺栓的受力状态，对舱盖吊挂螺栓的受载情况进行了模拟计算分析，并按螺栓的实际安装形式进行模拟验证，真实模拟了故障的情况。
关键词吊挂螺栓；断裂试验；有限元；断裂分析0 引言某型飞机做座舱盖应急抛放系统试验中，后舱盖的吊挂形式。
在进行吊挂时，后舱盖右侧后端的吊挂螺栓断裂，断裂部位在Φ9过渡到Φ6区域。
断裂后，为确定断裂属性，按照故障分析方法，对断裂螺栓做材料特性和断口分析，材料性能指标合格，组织正常，属大应力断裂。
本文根据吊挂螺栓断裂情况，对舱盖吊挂螺栓的承载能力进行了计算分析，并通过对螺栓进行断裂试验情况，对计算分析结果进行了验证。
1 座舱盖吊挂螺栓的属性及载荷分析吊挂螺栓材料为30CrMnSiA，其材料属性为：σb=1180MPa，E=196000MPa，μ=0.33。
螺栓Φ6断裂处的剖面特性为：A=28.27mm2，J=63.62mm4 。
根据座舱盖应急抛放系统试验吊挂图，做座舱盖吊挂时载荷分析有限元计算模型，计算模型。
吊挂螺栓断裂前，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185kg 折算为1850N向上的作用力，并将1～4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表1。
计算坐标系按机体坐标系，即飞机逆航向为X轴正向；垂直翼面向上为Y轴正向；Z轴正向由右手定则确定。
从表1计算，得到螺栓平均承载642.6 N。
2号吊挂螺栓断裂后，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185Kg折算为1850N向上的作用力，并将1、3和4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表2。
表2 断裂后4个吊挂螺栓的受力情况（单位：N）从表2可以看出，当2号螺栓断裂后，由于钢索的松弛，3号螺栓已不受力，实际上只有1号和4号螺栓受力。
2 座舱盖吊挂螺栓有限元分析按照螺栓实际几何尺寸建立有限元模型，有限元模型见图1；根据螺栓在结构上的固定形式，将螺栓断面附近固支，并螺栓在Φ9过渡到Φ6的凸台处的受挤压面施加适当的约束，见图4。
航空器机身结构优化设计与强度分析
航空器机身结构优化设计与强度分析一、引言在现代工程设计中，航空器在空气动力学和结构力学要求下，对其机身结构的优化设计和强度分析显得尤为重要。
机身结构是航空器的基础，影响着飞行的安全性、经济性和可靠性，对于实现安全航行和节能减排等目标起着不可替代的作用。
本文将从航空器机身结构的优化设计和强度分析两个方面，对此进行详细的介绍。
二、航空器机身结构的优化设计（一）结构优化设计的概念结构优化设计是指在现有的设计要求和条件下，通过结构参数的调整和优化设计手段，使得设计目标得到更好的满足和实现。
在航空器的结构设计中，优化设计可以帮助设计师更好地满足设计要求和条件，使得机身结构更加轻巧、坚固和经济。
（二）优化设计的方法1.参数优化设计：该方法是在给定的设计参数范围内，通过调整参数值，使得设计目标最优化的过程。
该方法适用于具有明确约束条件和参数层次结构明确的结构设计。
2.建模优化设计：该方法是基于有限元分析的结构建模，通过对有限元模型的优化设计，使得模型的性能最优化，从而达到结构的优化设计的目的。
该方法适用于更加复杂的结构设计。
3.拓扑优化设计：该方法是基于去除冗余材料的方法，通过对模型的截面和内部结构进行优化设计，使得设计的结构最轻、坚固和经济。
该方法适用于结构形态灵活，模型复杂的结构设计。
（三）结构优化设计实例以A320机身结构设计为例，通过拓扑优化设计方法，将原设计的重量降低12%以上，同时保证航空器的强度和刚度。
在优化设计中，对机身进行了拓扑优化设计和参数优化设计的组合，将机身分解为多个子系统，如前机身、中机身、后机身。
在经过优化设计后，模型的重量大大减轻，整体性能也得到了极大的提升。
三、航空器机身强度分析（一）强度分析的概念：航空器机身强度分析是指在满足设计要求和条件的前提下，通过对整体结构和材料进行强度校核和有限元分析，确定结构的破坏模式和破坏路径，以及对结构进行必要的强度校验和合理的改进措施的过程。
基于Matlab的某直升机短翼结构优化设计
linkappraisement （1）=x b -x a ，L 2=x e -x f ，L 3=x g -x h ，L 3 （3） （4）b2=d 1，z e1-z e2=d 2，z h1-z h2=d 3，z 中国直升机设计研究所图1 短翼结构展开图中国科技信息2021年第2期·CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jul.2021◎航空航天2）参数约束条件短翼危险剖面分为4个，其中剖面2－4处均有挂点，挂载物1、2、3质量分别为m1、m2、m3，每个挂点受载载荷为F ij（i=2，3，4；j=x，y，z），三点坐标分别为（a i，b i，c i）（i=2，3，4）。
各挂点离剖面中心的垂向距离分别为D2、D3、D4。
各剖面强度条件为：σij＜[σ]，τi＜[τ]。
（7）（8）（9）其中i=j=1，2，3，4，F1x=F1y=F1z=0。
优化求解实例建立优化设计数学模型后，选用Matlab来进行求解：设计实例的已知条件及要求已知x b=890m m，y c=y4=300m m，k1=k2=k3=100m m，y b=y1=0m m，z a1=800m m，d1=400m，d2=350mm，d3=300mm，d4=250mm，，，，D2=D3=300mm，D4=200mm，F2=F3=F4=（1000，1000，10000），许用应力分别为[σ]=2MPa，[τ]=1MPa。
要求使短翼结构的重量最小即体积最小，建立目标函数，进行优化设计。
2）建立目标函数及参数约束条件将已知的条件参数代入到之前的优化设计数学模型中得到：求x a与x c目标函数：minf（x）=min（s）=188600-（2600x c）/3-（3100x a）/3（10）其中约束条件如下：（11）（12）（13）利用Matlab软件进行求解求解过程如图4所示：编程并运行得到优化结果，如下：x a=570mm，x c=700mm此时最大应力σmax=1.987MPa，τmax=0.448MPa根据以上求解结果可知最优解为：S=690333mm2通过对比分析，在每减轻重量1%的同时，结构强度降低6%～8%。
航空航天工程中的结构优化技术及案例分析
航空航天工程中的结构优化技术及案例分析航空航天工程的发展对结构优化技术提出了更高的要求。
结构优化是一种通过改变结构形态和材料布局来达到最优效果的设计方法。
在航空航天工程中，结构优化技术的应用可以提高飞行器的性能、减少重量和成本，并增强结构的可靠性和安全性。
本文将深入探讨航空航天工程中的结构优化技术，并通过案例分析进行详细说明。
一、航空航天工程中的结构优化技术1. 结构优化的基本原理结构优化的基本原理是通过数值模型和优化算法来寻找最优设计方案。
数值模型使用有限元分析等方法对结构进行建模，并在此基础上进行设计优化。
优化算法可以采用遗传算法、蚁群算法、模拟退火算法等，通过迭代过程不断改变设计变量以寻找最优解。
2. 结构优化的设计变量在航空航天工程中，结构优化的设计变量通常包括结构的几何形状、材料属性和加载条件等。
通过改变这些设计变量的取值范围来寻找最佳设计方案。
例如，在飞机机翼的结构优化中，设计变量可以包括翼展、弦长、材料厚度等。
3. 结构优化的约束条件结构优化中存在一些约束条件，如受力平衡、位移限制、应力约束等。
这些约束条件约束了结构的设计范围，使得最终设计方案符合工程实际要求。
在飞机机翼优化中，约束条件可以包括最大应力不超过材料极限、振动频率在合理范围内等。
二、航空航天工程中的结构优化案例分析1. 飞机机身结构优化飞机机身是航空器结构中最重要的组成部分之一。
在设计中，需要考虑机身的刚度和重量等因素。
通过结构优化技术，可以在满足强度要求的前提下，减少机身的重量。
一种常用的优化方法是选择合适的材料和设计变量，使得机身在承受载荷时变形最小化，从而达到最优设计效果。
2. 空间载人器结构优化空间载人器在发射和返回过程中面临极端环境和高度危险性。
为了保证载人航天器的安全和可靠性，结构优化技术在设计中起到关键作用。
例如，为了减少重量和提高强度，在载人航天器的设计中，可以采用材料复合化技术和结构形状优化等方法，以提高载人航天器的整体性能和安全性。
飞行器机身结构的强度与刚度优化设计
飞行器机身结构的强度与刚度优化设计随着航空工业的发展和飞行器运输需求的增加，飞行器机身结构的强度与刚度优化设计变得尤为重要。
合理的结构设计可以提高飞行器的性能表现、降低重量和减少能量消耗。
本文将探讨飞行器机身结构的强度与刚度优化设计的关键因素，并提出一种有效的设计方法。
1. 强度与刚度的意义飞行器机身的强度与刚度是指机身在受到外力作用时的抗变形和抗损坏能力。
强度和刚度的提高可以增加飞行器整体的稳定性和安全性，以应对复杂的外部环境和各种飞行状态。
2. 关键因素（1）材料选择：优化设计的第一步是选择合适的材料。
常见的飞行器机身材料包括铝合金、碳纤维复合材料等。
不同材料的优缺点需考虑，包括强度、密度、可塑性等。
通过综合考虑这些因素，可以选择最适合的材料。
（2）结构形式：飞行器机身的结构形式对强度与刚度优化设计有着重要影响。
常见的结构形式包括蜂窝结构、复合壳体结构等。
选取合适的结构形式，既要考虑强度与刚度的需求，又要兼顾重量和制造成本。
（3）优化设计方法：强度与刚度优化设计中的核心是合理地分配材料和结构。
借助计算机辅助设计软件和数值分析方法，可以对现有结构进行优化，以实现最佳设计方案。
常用的方法包括有限元分析、参数化设计等。
3. 设计方法（1）有限元分析：有限元分析是一种常用的数值分析方法，可以模拟复杂结构的力学行为。
通过建立机身的有限元模型，可以进行强度和刚度的计算和分析，找到结构中的薄弱部位。
（2）参数化设计：参数化设计是指在设计过程中将设计变量参数化，通过调整参数值来改变设计方案。
通过建立参数化模型，可以遍历不同的参数组合，找到最优的设计方案。
这种方法可以节省时间和资源，并且适用于大规模设计问题。
4. 案例研究以某型客机机身的强度与刚度优化设计为例，通过有限元分析和参数化设计方法，得到了一种优化的设计方案。
结果表明，通过合理的材料选择和结构形式，可以减轻机身重量，提高机身的强度和刚度。
5. 结论飞行器机身结构的强度与刚度优化设计是航空工业中的重要研究方向。
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引言
现代飞机的机身结构型式有三种：桁梁式、桁条式和硬壳式。
在桁梁式机身结构里，桁梁用来承受机身弯曲正应力。
对一般单旋翼带尾桨式直升机，机身结构承力形式主要包括机身前段、机身中段、机身后段三部分。
其中，中段主要是发动机舱、主旋翼的传动系统、舵机系统等，主要承受由主旋翼等各部分传来的集中载荷和分布载荷。
对于此款无人直升机结构，机身框架是直升机的骨架架构，承载整机的重量和发动机系统、传动系统、操纵机构等系统的安装，主要由管材以桁架形式焊接而成。
它的结构强度直接影响直升机的使用性能。
由于桁架结构自身受到各器件重力、循环载荷等的作用力，且焊接过程会产生焊接应力，框架某处可能会出现应力集中现象，致使框架出现断裂。
构件在交变载荷的多次作用下，尽管此交变载荷的量值远小于该构件的静强度破坏载荷，但构件中仍可能产生裂纹并逐渐扩展至突然破坏，即发生疲劳破坏。
针对这一问题，本文分析框架断裂原因，采用局部加强方式进行优化设计。
经过计算可知，优化改进后的框架应变明显减小且应力分布均匀，较好地消除了应力集中现象。
１ 问题描述
这款直升机的机身框架主要由20CrMo钢管焊接而成，产生断裂处位于离合器附近，而此处是主要受力部分，如图1所示，在焊接处附近产生断裂裂纹。
断裂发生在焊缝附近，断口表面高低不平，大部分区域无明显塑性变形，宏观上呈脆性断裂特征，如图2所示。
根据断口检查和金相分析结果可以初步判断，断裂发生在焊缝附近。
局部焊缝内和断口源区可见含O、Fe、Si 等元素的夹杂物，应该是焊渣。
焊渣的存在会使该处应力集中，并在反复交变应力的作用下引起开裂。
这种断裂属于疲劳断裂，断裂起源于焊缝附近。
图１ 框架断裂图 图２ 管子断口宏观形貌２ 强度计算模型
2.1 模型建立
利用CATIA建立框架的三维模型。
为计算简便，省略滑橇、发动机挂点等不影响计算结果的附件。
四面体自由网格划分，原模型单元类型为TE4，单元数为130242，节点为42562，如图3所示。
图３ 有限元模型
2.2 模型材料参数
此框架结构材料为
的钢管焊接而成，弹性模量为2×1011
密度为7860kg/m3。
2.3 模型载荷及边界条件
摘 要：以某型无人直升机机身框架为研究对象，分析断裂原因，采用三维建模，并应用有限元方法进行分析计算，得出断裂主要由应力集中所造成，与金相分析得出的结论一致。
同时，采用增加腹板形式进行优化改进，并进行静态与动态分析。
结果表明，应变明显减小，应力分布均匀且没有影响整体动态性能。
分析和实际使用表明，框架强度明显提高，应力集中情况得到明显改善。
关键词：机身框架 断裂 有限元分析
呈45°角。
由于框架底部还有滑橇部分连接，所以计算时将框架底部自由度全部约束。
2.4 静态计算结果分析
静力分析主要考虑模型的应力应变情况。
将原有模型和改进模型进行对比，分析多次优化后的模型是否在应变上减小、是否应力也减小且应力分布更加均匀。
应力云图如图4、图5所示。
可以看出，原框架在断裂位置出现明显应力集中，在循环应力作用下很可能出现疲劳破坏而产生断裂。
具体地，最大等效应力为339MPa，最大应变为2.11mm。
图４ 原框架应力云图
图５ 原框架应变云图度不小于885MPa，这样优化前最大等效应力339MPa和优化后最大等效应力235MPa都远小于材料的强度极限，进一步说明材料并没有达到屈服极限，而断裂是由于应力集中造成疲劳破坏造成的。
４ 结语
框架断裂是由于受力最大处的应力集中造成的。
当受到循环动态载荷或交变应力作用时，容易在应力集中处发生疲劳破坏。
而实验分析得出，局部焊缝和断裂源区存在焊渣，会在该处产生应力集中，并在交变应力的作用下易引起疲劳开裂。
可见，两者的结论是一致的。
针对这一情况，可通过在应力最大部位设置加强腹板，以有效改善应力集中情况，使应力分布尽量均匀。
参考文献
[1]王志瑾，姚卫星.飞机结构设计[M].北京：国防工业出版社，
2004.
[2]张呈林，郭才根.直升机总体设计[M].北京：国防工业出版社，
2006.
[3]孙之钊，萧秋庭，徐桂祺.直升机强度[M].北京：南京航空
航天大学，2008.
Fracture Analysis and Optimization Calculation of Fuselage Frame of An Unmanned Helicopter
MA Jingzhi, Zhang Zhiqing, Wu Kaichun
(the sixtieth Institute of the general staff, Nanjing 210016)
Abstract: An unmanned helicopter fuselage frame as the research object, analyze the reason of the fracture by three-dimensional modeling and application of finite element method for calculation and analysis, the fracture mainly by the stress concentration caused by the metallographic analysis, the conclusion is consistent. Then, the optimization and improvement of the web form are carried out, and the static and dynamic analysis is carried out. The results show that the strain is obviously reduced, the stress distribution is uniform, and the overall dynamic performance is not affected. Analysis and practical application show that the strength of the frame is obviously improved, and the stress concentration situation has been improved obviously.
Key words: fuselage frame, fracture, finite element analysis。