复合材料机翼的设计制作及其静力实验
复合材料静态和动态力学特性研究
复合材料静态和动态力学特性研究复合材料作为新型材料的代表，具有优异的力学性能，广泛应用于航空航天、交通运输、建筑等领域。
对复合材料静态和动态力学特性的研究，能够为其应用提供有力的理论支持和优化设计方案。
一、复合材料的静态力学特性研究静态力学特性是指在不考虑时间变化的情况下，分析复合材料的力学特性。
在静态工况下，复合材料受力的情况多种多样，需要在针对应用场景进行不同的测试和分析。
1. 拉伸性能测试拉伸测试是评估复合材料的最基本也是最常用的实验方法，其技术标准通常为ASTM D3039。
在拉伸过程中，复合材料的杨氏模量、屈服强度、极限强度、断裂应变等参数都可以得到精确的测量。
2. 压缩性能测试压缩性能测试可以评估材料在压缩负荷下的性能和破坏机理。
其技术标准一般为ASTM D695或ASTM D3410。
压缩测试中，常见的参数有压缩强度、材料的纵向变形和侧向变形等。
3. 剪切性能测试剪切力学特性对于一些特殊应用场景的复合材料至关重要。
例如，在飞机的翼面中需要考虑到碰撞时材料的承载能力，剪切强度、切变模量和队列错等剪切参数是评估剪切性能的主要方式。
4. 硬度测试硬度测试是用于对材料硬度进行评估的常用方法。
对于纤维增强复合材料，由于是一个异向性材料，硬度测试的方式往往是在不同方向上进行测试。
硬度测试技术标准一般为ASTM D785和ASTM D2240等。
二、复合材料的动态力学特性研究动态力学特性是指在考虑时间变化的情况下，分析复合材料的力学特性。
动态工况下，复合材料的强度、刚度、阻尼等性能随频率和振幅的变化而变化，需要在相应的频率范围内进行测试和分析。
1. 动态强度测试动态强度测试可以评估材料在不同的频率和振幅下的强度。
例如，在航空航天中，复合材料在垂直起飞和水平飞行中所受的载荷和振动往往非常复杂，需要评估其在不同振幅和频率下的动态强度。
2. 动态刚度测试动态刚度测试可以评估复合材料在不同频率和振幅下的刚度。
飞机机翼静力试验方法
飞机机翼静力试验方法注：由于涉及到飞机机翼静力试验领域专业术语较多，本篇文章采用部分英文专业术语，以保证文章的准确性。
飞机机翼静力试验是根据规范要求，对机翼在不同气动载荷下进行加加载荷试验的过程。
静力试验可以获取飞机机翼的结构及强度性能等重要参数，并为飞机机翼的后续动态试验奠定基础。
飞机机翼静力试验的目标是通过在机翼表面施加一个静态荷载，检测机翼的响应，比如挠度、应变和反力等，并将数据用于确认结构强度设计的可靠性，验证设计计算结果的正确性。
这些测试数据也可用于对机翼结构设计作重大修改。
静力试验是通过传感器进行测量获得测试数据，观察机翼响应的可视化过程和记录数据的过程。
这些传感器通常被安装在机翼上。
现代传感器可以极其精准地测量机翼的挠度、应变、压力等相关数据。
所得到的数据可以在计算机中记录。
计算机软件可以分析和解释挠度数据，估计机翼的等效应力，并比较这些应力与结构设计的要求。
飞机机翼的静力试验可以分为以下四个步骤:1.预试验检查在进行静力试验之前，需要对机翼进行预试验检查，以确认其满足要求并且在可使用的范围内。
自动化的说明书可以大大缩短预试验检查的时间，并确保所有检查都得到充分记录。
这些记录可能对未来的维护和重新装配是有用的。
2.静力试验的测量第二步是从机翼上读取和记录静力试验需要的每个应变、压力和挠度，然后根据这些数据计算出机翼受力和变形的情况。
这些数据最好在试验过程中实时确认，并定期备份以确保安全。
测试中，需要用专门的设备实施负载。
3.静力试验数据的处理第三个步骤是对数据进行处理。
处理过程旨在检验从测量中得到的数据，记录响应和作为可能的迭代修改的依据。
处理数据的计算机软件以经验公式为基础，并通过数值方法进行计算，这是一种通过数学和计算机辅助解决结构问题的技术。
最后一步是总结静力试验数据。
在这个阶段，检查和记录所有的数据、检验文件和测试报告以支持未来的修改和维护决策。
总之，静力试验是飞机机翼受力和变形实验的基础，旨在协助结构设计师准确评估机翼的性能。
轻型复合材料泡沫夹层机翼结构设计与分析
所示。
最 后 发 现 工 字 梁 结 构 机 翼 承 载 能 力 和 结 构 效 率
较高。
本 文 在前 人 研究 的基 础上 ， 提 出了三 闭 室及 三
机 翼 的试 验 测 试 方 法 为 ： 在翼稍小翼上 施加 １
闭室加翼肋等结构构型 ， 选取了 １ 种适合于该型机
翼模 型的数 值模 拟方 法 ， 建 立 了机翼 结 构 数 值 分析
．
个扭矩 ， 同时 １ 个 中心载荷将作用在全部机翼结构 上（ 三 点弯 曲模式 ） 。机翼没 有质 量 限制 。
模 型 。对结 构形式 进 行 改 进设 计 ， 并 针 对 ４种结 构
有限元分析 。最后提 出了 １ 种在 三点 弯曲试验 条件 下 ， 满足 设计要 求 ， 并且承 载 能力强 、 结构效 率 高
的全复合材料轻 型机 翼结构设计 方案。
关
键
词： 复合 材料 ； 机翼 ； 结构 设计 ； 有 限元 ； 载荷／ 质量比； 强度
文献标 志码 ： Ａ 文 章编 号 ： １ ０ ０ ０ — ２ ７ ５ ８ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ６ — ０ ８ ８ ４ － ０ ７
单层厚 度／ ｍ ｍ
挥发分 含量／ ％ 树脂含量／ ％
０ ． １ ２ ２ 横向拉伸模量／ Ｇ Ｐ ａ ７ ． １
中 图分类号 ： Ｖ ２ １ ５ ． ２ ＋ １
先进 复合材 料具 有优 异 的比强度 、 比刚 度 、 抗疲
劳性 能和 刚度可 设 计性 等 优 点 ， 已经广 泛 应 用 于航
类型 进行 了对 比分析研 究 。最后 提 出了 １种在 三点
某通用飞机复合材料机翼静力强度的有限元分析与试验研究
３８００
３８００
３８００
４２００
－
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７９００
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８５２
６０００
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１.４９Ｅ￣９ １.７８Ｅ￣９ １.７８Ｅ￣９ １.７８Ｅ￣９ １.６３Ｅ￣９
收稿日期: ２０１９￣０４￣０３
作者简介: 刘嘉 (１９９０￣) ꎬ 男ꎬ 硕士ꎬ 主要研究方向为飞机结构强度设计ꎬ ｌｉｕｊｉａ＠ｃｅｔｃｄ ｃｏｍꎮ
一样ꎬ且各部件在连接处共用了一组网格ꎬ所以在划
分壳单元网格时要按照铺层要求对网格进行分组ꎬ
同时在过渡区域要考虑两个及以上部件的铺层设
计ꎬ能真实地反映结构的材料变化ꎮ
机翼有限元模型包括上下蒙皮、翼梁腹板、翼梁
缘条、翼肋和机翼纵樯ꎮ 上下蒙皮采用壳单元进行
工 况 过 载
１
３.８
３
３.８
２
３.８
副翼角度
给出了机翼的应力、应变结果ꎮ 设计制造了机翼的试验件和试验装置ꎬ并完成了试验验证ꎮ 试验结果与理论计算值基本相符ꎬ
表明机翼有限元模型和分析方法是正确可行的ꎬ为结构之后的优化改进提供了依据ꎮ
关键词: 机翼ꎻ 有限元分析ꎻ 应力测试ꎻ 试验验证
中图分类号: ＴＢ３３２ 文献标识码: Ａ 文章编号: ２０９６－８０００(２０２０)０２－００３９－０５
是主要的纵向受力件ꎬ梁端部腹板将原有泡沫夹心
换成碳纤维嵌件ꎬ梁缘条采用碳纤维单向带进行丢
层处理ꎬ其拉伸强度大ꎮ 机翼纵樯也是纵向受力件ꎬ
不考虑缘条ꎬ只把它看作腹板结构ꎬ采用玻璃纤维对
襟翼角度
/°
/°
０
０
０
０
０
０
突风速度
/ ｋｍｈ
高载质比的全复材无人机机翼结构设计与试验验证
高载质比的全复材无人机机翼结构设计与试验验证发表时间：2021-01-04T06:02:41.518Z 来源：《现代电信科技》2020年第13期作者：王维陶[导读] 机翼作为飞机上的主要承力结构，也大量地使用了复合材料，逐步出现了全复合材料机翼在无人机上的应用。
笔者的设计目标为尽可能提高全复合材料机翼的有效载荷与机翼质量之比（载荷／质量比，单位为Ｎ／ｇ）。
（航天神舟飞行器有限公司天津市 300300）摘要：无人机作为当今国际航空领域发展的一个热点，只有尽可能地降低结构重量，才能满足其低成本、长航时、大过载的要求。
机翼作为无人机主承力结构，承担了无人机大部分的气动载荷，是主要的升力部件，其结构性能对整个无人机的飞行性能起着决定性的作用。
因此，在保证结构强度的情况下，具有轻量化、高刚度特性的机翼结构是提高无人机各项性能的关键要素。
基于此，本文主要对无人机全复合材料机翼结构设计与试验验证进行分析探讨。
关键词：无人机；全复合材料；机翼结构设计；试验验证1前言机翼作为飞机上的主要承力结构，也大量地使用了复合材料，逐步出现了全复合材料机翼在无人机上的应用。
笔者的设计目标为尽可能提高全复合材料机翼的有效载荷与机翼质量之比（载荷／质量比，单位为Ｎ／ｇ）。
因此，首先建立一套能够有效预测全复合材料机翼破坏载荷的有限元模拟方法；然后，在此模拟方法的基础上，以载荷／质量比作为衡量机翼结构优劣的指标，设计并改进4种机翼结构布局形式（共包含多种不同铺层方式的机翼设计方案）；最终，获得具有较高承载效率的全复合材料机翼。
2 机翼结构设计为得到具有高结构承载效率的结构布局形式，建立并改进了１４种不同结构形式的全复合材料机翼，并为１４种结构形式赋予了不同的铺层方式，最终形成了１１７个机翼设计方案。
对１１７个机翼设计方案的数据进行统计处理，采用载荷／质量比的平均值以及最大值衡量该结构形式的承载效率，通过对比获得了较优的结构形式。
不同结构布局方案机翼的载荷／质量比如表1所示。
C919完成复合材料后机身强度研究静力疲劳试验
面， 包括水面都可 以自由起 色、 降落 。
据悉 ， 为 在 初 级 阶段 展 示 此 设 计 ， 俄政 府通过“ 斯 科 尔 科 沃基 金 ” 提供了 ７ ５ ％的 费用 ， 但 在 实 验 和 投 入 使 用 阶 段 国 家 投资减少到了 ２ ５ ％ 。（ 来源 ： 中 国 民用 航 空 网 ）
ｌ ２ 月 ４ ｒ Ｉ下 午 ，Ｃ ９ １ ９ 飞 机 后 机 身 强 度 研 究 业 的力 量 ， 按 照适航要 求进行 标准 化操作 ， 并 在 不 同 阶 段 根
Ｕ Ｍ ０ １ ０ ８ ０ Ｖ Ａ ｌ Ｅ （ 以下简称 Ｕ Ｍ） 情 况承 载能 力试验 在强 度所 顺利完成 。标志着历 时 １ ９个 月 的 Ｃ ９ １ ９ Ｅ机七 大部件 之一
势。
中复合材料 、 轻金属材 料和 硬金属 材料 的 比例 分别是 ５ ３ ％、 ２ ０ ％和 ２ １ ％， 在空客飞机上第一次实现了复合材料 的用量超 过前 的 引用更为创新 。空客 Ａ ３ ５ ０ Ｘ ＷＢ机型采用 的增压 型多板式 复
压疲劳／ 损伤容 限试验 。２ ０ １ １ 年 ５月 ４口， Ｃ ９ １ ９复合材 料后 机身部段试验件交付强度所。懂度所 高度重视 ， 集 中有 限元 分析 、 无损检测 、 控制测 量 、 加载 试验 、 应 变片 粘贴 等各个 专
更多信息敬请 登陆 ， 中国复合材料 （ Ｗ Ｗ Ｗ ． ｆ ｒ ｐ ． Ｃ Ｉ Ｉ ） ！
ｃ ９ ｌ ９飞机 复合材料 后机身强度 研究静 力疲劳试 验共 包
含 ９种 载 荷 情 况 １ ２个 工 况 的 静 力 试 验 及 后 压 力 框 １ ５万 次 充
Ｃ ９ １ ９飞机复合材料后 机身部段 强度研 究静力 疲劳 试验
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析随着科技的不断发展，飞机作为一种重要的交通工具，在人们生活中扮演着越来越重要的角色。
而在现代飞机的设计中，机翼的结构设计具有至关重要的作用。
近年来，基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析逐渐成为研究的热点。
首先，我们来了解一下飞机机翼的结构。
飞机机翼是飞机的重要组成部分，承载飞机自重及飞行动力产生的各种载荷，同时具有满足飞行稳定性和机动性的功能。
在传统的设计中，机翼多采用金属材料，如铝合金。
然而，随着科技的进步，复合材料逐渐应用到飞机机翼的设计中。
复合材料具有重量轻、强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优点，因此在航空航天领域有广泛的应用。
复合材料由两种或以上的不同材料组成，通常是将纤维与基体材料复合而成。
纤维材料主要用于承受拉力，而基体材料则用于传递压力。
常见的纤维材料有碳纤维、玻璃纤维等，基体材料可以是树脂、金属等。
这样的组合能够使复合材料具有独特的力学性能。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析，首先需要对材料的力学性能进行深入研究和分析。
通过试验和数值模拟等手段，可以了解材料在不同载荷下的变形、破坏行为以及其它力学性能。
同时，还需要对材料的制造工艺进行研究，以保证机翼的质量和稳定性。
在飞机机翼的结构设计中，考虑到复合材料的特性，不仅要满足飞机的强度和刚度要求，还需要兼顾材料的疲劳寿命、抗冲击性能等。
另外，还需要考虑到材料的热膨胀系数、导热性能等因素，以提高空中飞行中的稳定性和安全性。
因此，在机翼结构设计中，需要综合考虑多个因素，通过优化设计，使机翼能够更好地适应不同的载荷和环境条件。
同时，在飞机机翼结构设计中，还需要考虑到制造和维修的可行性。
复合材料的制造过程相对复杂，需要特定的工艺和设备。
而对于飞机机翼这样的大型构件，制造和维修的难度更加突出。
因此，设计人员需要充分考虑到制造和维修过程中的实际情况，选择合适的工艺和材料，以提高机翼的制造和维修效率。
基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析不仅可以提高飞机的性能，还可以减轻整个飞机的重量。
复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究
复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究蒋建军1何利军2何建3赵琛41.陆军装备部驻北京地区航空军事代表室 北京 100012；2.海鹰航空通用装备有限公司 北京 100018；3.陆军装备部驻株洲地区航空军事代表室 湖南株洲 412000；4.陆军装备部驻哈尔滨地区航空军事代表室 黑龙江哈尔滨 150060摘要：根据机翼设计及材料工程力学性能要求，基于给定的机翼外形设计并制造了一种满足工程应用要求的全复合材料整体模压成型机翼结构。
通过有限元仿真分析和工程静力学试验方法对该机翼结构进行了全面验证，有限元仿真分析结果与工程静力学试验结果吻合良好，满足复合材料工程力学许用值要求及机翼最大变形不大于半翼展长8%的刚度设计需求，该机翼的力学承载性能得到了充分验证。
关键词：复合材料 大后掠机翼 整体成型 有限元分析 力学试验中图分类号：V279文献标识码：A 文章编号：1672-3791(2024)01-0098-04 Research of the Design and Verification of Highly Swept-BackWings Based on the Integral Molding of Composite MaterialsJIANG Jianjun1HE Lijun2HE Jian3ZHAO Chen41.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Beijing Area, Beijing, 100012 China;2. Seahawk General Aviation Equipment Co., Ltd., Beijing, 100018 China;3.Aviation Military RepresentativeOffice of Army Equipment Department in Zhuzhou Area, Zhuzhou, Hunan Province, 412000 China;4.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Harbin Area, Harbin,Heilongjiang Province, 150060 ChinaAbstract:According to the requirements of wing design and the engineering mechanical properties of materials, this paper designs and manufactures a kind of wing structure made of the integral molding of all-composite materials which meets the requirements of engineering application based on the shape of the given wing. This paper com‐prehensively verifies the structure of the wing by the methods of finite element simulation analysis and engineering statics tests. The results of finite element simulation analysis are well consistent with the results of engineering statics tests, which satisfies the requirement of the engineering mechanical allowable value of composite materials and the stiffness design requirement that the maximum deformation of the wing is not more than the 8% of the span length of the half wing. The mechanical bearing capacity of the wing has been fully verified.Key Words: Composite materials; Highly swept-back wing; Integral molding; Finite element method; Mechanical test复合材料相较于传统的金属材料具有比强度高、比刚度高、耐腐蚀、可设计性等诸多优点，在航空航天领域中得到了广泛的应用［1-3］。
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复合材料机翼的设计制作及其静力实验
中期检查报告
指导老师：吕洪庆、佟丽莉
小组成员：曲兆亮、姜忠峰、信阳阳、李小康、金博1、项目研究的内容：
本项目旨在指导学生准备并参与第三届SAMPE国际复合材料制造学生机翼竞赛，基于该竞赛的实施细则和技术要求拟开展如下研究：
（1）查阅文献，了解掌握机翼的结构形式和受力特征；
（2）结合调研结果和参加第二届竞赛的经验，进行结构选型，初步设计生成机翼；
（3）利用有限元软件对设计的机翼进行数值实验研究，分析其受力特性并进行优化；
（4）根据优化设计方案，制作模具和实体模型；
（5）对实体模型进行加载实验，完善设计方案。
2、项目已完成内容：
（1）我们根据以往比赛的经验，查阅了《飞行器结构设计》和《飞行器强度设计》等教材和相关资料，进行了理论分析和结构选型。
（2）在理论分析的基础上，我们利用有限元分析软件ANSYS对机翼结构进行了分析和优化。
利用ANSYS的拓扑优化功能对机翼的总体结构进行优化，下面是分析结果：
去除90%体积时的示意图
由上述分析知，为进一步增加结构的承载能力，我们在结构
内部采用工字梁加强结构：
（3）我们还利用软件对翼型剖面进行了优化，按照比赛给定的最大尺寸进行同比缩放，下面是分析结果：
由以上分析知，当机翼剖面尺寸越大时，机翼的刚度越大，所以剖面取比赛规则给定的最大尺寸。
以上就是我们项目的进展情况，接下来我们会进行铺层的数值模拟、模具设计、实物制作和加载试验等工作，我们会尽最大努力
完成我们的训练项目。