飞机担架结构强度安全分析和仿真
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1. 绪论
飞机担架的主要功能是用于运送伤病员到相应的医疗设施并在途中提供医疗护理和紧急救助处理的 卫生装备。飞机担架的安全设计和结构设计就是尽可能避免担架在运送伤病员过程中因为材料疲劳失效 等原因导致担架结构发生破坏，从而引发的严重后果。以往担架的开发和研究往往是收集旧产品存在的 问题，通过解决问题推出新款担架，担架制造出来后通过安全性试验来检验其是否达到标准，若不满足 则需要进行改进设计，这样在整个担架的设计和开发过程中需要消耗大量的材料和资源，而且由于需要 反复的进行试验，担架的研发周期需要消耗大量的时间才能完成[1] [2] [3]。
前下横梁
5.33
后下横梁
5.33
总质量
142.32
自重
总载荷
自重 kg 12.40 18.11 0.70 34.00
65.21
向上 6.21 148.92 112.46 15.96 478.79 61.48
817.61
试验载荷安全系数/试验载荷(daN)
向下
向前
向前 1.33
侧向
9.89
10.35
12.00
Figure 2. Boundary conditions and load setting diagram of stretcher 图 2. 担架的边界条件和载荷设置图
DOI: 10.12677/csa.2020.103043
420
计算机科学与应用
陈少克 等
按照担架结构强度的设计要求，通过 ANSYS 有限元分析软件计算可以得到担架受力的形变、应力分 布等图[11]，如图 3 所示。图 3(a)为担架的变形分布云图，结果显示担架结构的最大变形量为 2.91 mm，变 形最大的位置为图中红色所示位置。由于该部位没有直接的支撑结构，因此该部位在受到下压加载后形变 较大。图 3(b)为担架受下压加载的应变分布云图，最大应变为 0.0012，横梁处的应变较为集中，且最大应 变的产生位置也在横梁上，在担架受下压加载时，担架所受的载荷通过横梁传递到下部的支撑结构，因此 在横梁与上部担架和下部支撑结构的连接处，其产生的应变较大。图 3(c)为担架受下压加载时的应力分布 云图，最大应力为 76.933 MPa。由于铝合金材料的屈服强度为 259 MPa，因此担架的结构强度满足要求。
Received: Feb. 18th, 2020; accepted: Mar. 2nd, 2020; published: Mar. 9th, 2020
Abstract
In this paper, finite element preprocessing software HyperMesh is used to preprocess the aircraft stretcher and establish the finite element model. According to the design standard of stretcher structure strength, the static strength characteristics, impact strength characteristics and fatigue strength characteristics of the stretcher are analyzed and studied by using the finite element analysis software ANSYS to realize the simulation design of aircraft stretcher structure strength. This method has certain reference value for the research design and simulation analysis of aircraft stretcher.
Figure 4. Boundary conditions and load setting diagram of stretcher forward loading 图 4. 担架向前加载的边界条件和载荷设置图
Table 1. Estimated load of stretcher in each direction 表 1. 担架各方向的预计载荷
质量 项目号
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
部件
质量
描述
kg
载荷系数
支撑结构
23.98
担架(包括垫子)
18.11
防菌罩
2.57
病员Βιβλιοθήκη 77.10保留质量
9.90
Keywords
Aircraft Stretcher, Finite Element, Static Strength, Fatigue Strength, Simulation Analysis
飞机担架结构强度安全分析和仿真
陈少克1，林 虹2，陈贤海3
1汕头大学，广东 汕头 2广东航特科技研究有限公司，广东 汕头 3广东西北航空科技股份有限公司，广东 汕头
DOI: 10.12677/csa.2020.103043
Figure 1. Finite element model of aircraft stretcher 图 1. 飞机担架有限元模型
419
计算机科学与应用
陈少克 等
2.2. 试验载荷数据
参照 CCAR-25《运输类飞机适航标准》和 GJB67.3A-2008《军用飞机结构强度规范第 3 部其他载荷 的相关强度要求》，对飞机担架的结构强度制定设计标准[9] [10]。即要求担架能够承受向前 9.0 g、向下 6.0 g、向上 3.0 g、侧向 3.0 g、向后 1.5 g 的静载荷力，结构不会发生永久性变形损坏。测试载荷时，取 接头安全系数 1.33。根据担架的试验载荷系数和安全系数，将其转换成对应的施加在担架上的各个方向 的预计载荷，表 1 为担架各方向的预计载荷。考虑到飞机担架在实际使用过程中，担架受向前和向下的 载荷的情况较多，因此本文主要对担架在受向前载荷和向下载荷时的结构强度分析。
收稿日期：2020年2月18日；录用日期：2020年3月2日；发布日期：2020年3月9日
摘要
本文利用有限元前处理软件HyperMesh对飞机担架进行前处理，建立有限元模型。根据担架结构强度的 设计标准，利用有限元分析软件ANSYS对担架的静强度特性、冲击强度特性和疲劳强度特性进行分析研 究，实现飞机担架结构强度仿真设计。该方法对飞机担架的研究设计和仿真分析具有一定的参考价值。
图 5(a)为担架向前加载的变形分布云图，担架结构的最大变形量为 15.184 mm，变形最大的位置为图中 红色所示位置。另外，结果显示担架底部结构的变形基本为 0，这是因为担架底部是固定约束条件，且 6 个 自由度全部约束。图 5(b)为担架向前加载的应变分布云图，在担架 X 轴方向(即施加载荷的方向)没有直接支 撑的情况下，担架所受的横向载荷都会转移至担架的支脚和横梁上，因此这两处的应变相对较大，应变云图
2. 担架模型的建立
2.1. 飞机担架有限元模型的建立
应用 SolidWorks 对飞机担架建立模型，担架的整体结构的材料全部设定为铝合金 6061 材料。铝合 金材料密度为 2700 kg/m3，杨氏模量为 68.3 GPa，泊松比为 0.33，材料的屈服应力为 259 MPa，材料的 抗拉强度为 313 MPa。将担架模型导入到 ANSYS 的 HyperMesh 中[7] [8]，根据上述要求对担架模型进行 有限元前处理，保证单元的形状、数量符合计算要求，得到所需要的飞机担架有限元模型，如图 1 所示。
通过上述分析可知，担架在承受下压加载时，担架结构并没有发生结构的破坏，其承受的最大应力 远比材料的屈服强度小，其结构强度符合设计要求。
3.2. 担架向前加载静强度分析
根据要求，担架需要承受向前 9.0 g 静载荷力结构不会发生永久性变形损坏，对担架的顶部施加一个 向前的载荷，载荷的大小为 17,078 N，图 4 为担架向前加载的边界条件和载荷设置图，图中载荷的方向 为 X 轴的负方向。
文章引用: 陈少克, 林虹, 陈贤海. 飞机担架结构强度安全分析和仿真[J]. 计算机科学与应用, 2020, 10(3): 418-426. DOI: 10.12677/csa.2020.103043
关键词
飞机担架，有限元，静强度，疲劳强度，仿真分析
陈少克 等
Copyright © 2020 by author(s) and Hans Publishers Inc. This work is licensed under the Creative Commons Attribution International License (CC BY 4.0). /licenses/by/4.0/
(a)
(b)
(c) Figure 3. Deformation distribution, strain distribution and Mises stress distribution nephogram of stretcher downward loading 图 3. 担架受下压加载时的变形分布、应变分布和 Mises 应力分布云图
Safety Analysis and Simulation of the Strength of Aircraft Stretcher Structure
航空设计中的结构强度与安全性分析
航空设计中的结构强度与安全性分析航空器是人类历史上最伟大的科技创造之一。
从莱特兄弟制造出第一架飞机，到如今各种类型的航空器在大气中飞行，航空技术的进步使得人类的生活质量得到了极大的提高，并促进了全球经济的发展。
在航空器的设计中，结构强度和安全性分析是非常重要的环节，它们保证了航空器在高空飞行中的稳定性和安全性。
1. 结构强度分析结构强度分析是指在设计和制造航空器时，考虑各个零部件和构件所需的强度及承受能力，避免任何强度不足的设计或制造错误。
因此，在航空器的设计中，结构强度分析是必不可少的。
首先，在结构强度分析中，需要考虑航空器外部所受的载荷。
载荷包括静载荷和动载荷两种。
静载荷是由于重力和悬挂负荷所产生的力，动载荷则是由于由风，加速度和其他运动因素产生的动态力。
对于静载荷，可以采用求和的方法来计算载荷总和从而得出最终的载荷。
而对于动载荷，则需要采用动态分析来计算。
其次，在结构强度分析中，应当考虑每个部件所承受的负荷。
这可以通过有限元分析方法来实现，从而确定每个部件的最大应力值和变形程度，以保证其能够承受设计所需的载荷和力。
如果任何一个部件在强度分析中出现了不足的情况，则需要重新设计或更换。
另外，结构强度分析还应考虑到材料的特性，例如弹性模量，疲劳寿命和裂纹扩展率。
这些因素被用来确定航空器部件的强度设计和使用寿命。
为了保证高度的结构强度和可靠性，航空器的每个部件都应该符合设计要求，并经过认真的测试和验证。
2. 安全性设计安全性设计是指在设计航空器时，应该将各个零部件的失效模式和失效可能性进行分析，以预防事故的发生。
在航空器设计过程中，安全性设计是同样重要的环节。
首先，需要识别和分析可能导致事故的因素。
例如，航空器过度重量或压力机械故障等。
下一步，需要评估这些因素所带来的风险。
如果这些风险超过设计标准，则必须采取必要的措施，如改变设计方法、提高组件质量等。
其次，安全性设计还应考虑到应对事故的应急措施。
飞机起落架落震试验
飞机起落架落震试验技术研究
Abstract
The test of landing impact is the key to the design of landing gear, the research for aircraft landing dynamics is based on the system of testing for airplane landing gear drop test. Therefore, the development and applicaton of an airplane landing gear drop test system,which for the airplane landing gear, have not only the important theoretical significance, but also a practical value.
On the basis the designed test platform , a drop test rig is developed for the landing gears of the Seagull 300 airplane according to its drop-test specifications. The overall design scheme including the platform systems, wheel with rotor system, the impact platform subsystem, test fixtures subsystem, data acquisition subsystem is brought out and the check of the landing gear test fixture subsystem is completed. A simulation model of the landing gear of the Seagull 300 airplane is built by using ADAMS/Aircraft. The analysis of the limited drop test and the reserve energy absorption drop test are carried out .According to the requirement of the test mission statement, the drop test of the landing
航空航天领域中的航空结构强度分析
航空航天领域中的航空结构强度分析航空航天工程作为一门高度复杂的学科，需要对航空结构的强度进行详细分析和评估。
这项工作对于确保飞行器在各种条件下的安全运行至关重要。
本文将探讨航空航天领域中的航空结构强度分析，包括其意义、方法和挑战。
1. 强度分析的意义航空结构的强度分析是确保航空器安全、可靠运行的基础。
通过对飞行器结构进行强度分析，可以评估其在各种负载、振动、温度和压力等外界条件下的性能表现。
强度分析有助于预测和防止可能导致飞行器破坏的潜在问题，从而提高航空器的可靠性和安全性。
2. 强度分析的方法2.1 数值模拟数值模拟是航空结构强度分析中常用的方法之一。
通过建立数学模型和应用数值计算方法，可以模拟飞行器在各种载荷下的应力分布和变形情况。
常用的数值模拟方法包括有限元方法和计算流体力学。
2.2 试验验证在强度分析过程中，试验验证是非常重要的。
通过在实验室环境中对结构进行加载和测量，可以验证数值模拟结果的准确性，并进一步改进模型和算法。
试验验证可以提供真实的数据和参考，帮助工程师更好地理解和解决结构强度相关的问题。
3. 强度分析的挑战航空航天领域的航空结构强度分析面临着许多挑战。
其中包括以下几个方面：3.1 复杂的载荷环境航空器会受到各种复杂的载荷环境的影响，包括静力载荷、动力载荷、压力载荷和温度载荷等。
不同载荷的作用可能会相互耦合，给结构的强度分析带来了挑战。
3.2 复杂的结构几何形状航空器的结构几何形状非常复杂，包括机翼、机身、发动机等部分。
不同部位的结构几何形状会对强度分析的结果产生影响，需要高精度的建模和分析方法。
3.3 多物理场耦合航空器的强度分析涉及到多个物理场的相互耦合，包括结构力学、热学、电磁学等。
这些物理场的耦合会影响结构的强度表现，需要综合考虑和分析各个物理场的影响。
4. 结论航空航天领域中的航空结构强度分析是确保飞行器安全运行的关键环节。
数值模拟和试验验证是常用的强度分析方法，可以提供关键的数据和信息。
高强玻纤复合材料的Ⅰ型断裂韧性仿真与试验分析
（b）断裂韧性 G=584J/m2
图 6 载荷 - 张开位移曲线
（a）0.25s
（b）0.5s
（c）0.75s
（d）1.0s
图 7 裂纹扩展过程
只有最终稳定区的数值。试验的最大载荷为 57.75N，仿真 的最大载荷为 61.76N，误差为 6.9%，同时通过对比断裂 韧性 G Ⅰ c 为 720J/m2 与 584 J/m2 的试验与仿真的结果（误 差分别为 8% 与 13.8%），试验与仿真吻合较好。
=
Kn
Ks
ε n
ε
s
tt
Kt ε t
（1）
式中，变量 tn、ts、tt 分别为界面法向和面外剪切方向的 名义应力；变量 εn、εs、εt 代表相应的名义应变，Kn、 Ks、Kt 为对应方向的刚度值。
本文层间单元损伤起始判据采用二次名义应力准则判
据，准则判据公式见公式 2。当法向与 2 个面外剪切方向的
◎ 61 万～ 200 万
中国科技信息 2021 年第 14 期·CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jul.2021 DOI：10.3969/j.issn.1001- 8972.2021.14.029
可实现度
可替代度
行业曲线
link
appraisement
应力比的平方和达到 1 时，层间损伤产生：
tn tn0
2
+
ts ts0
2
+
tt tt0
2
= 1
（2）
式中，变量 tn、ts、tt 分别为 1 个界面法向和 2 个面外 剪切方向的瞬时应力；变量 t0n、t0s、t0t 分别为 1 个界面法向和 2 个面外剪切方向的最大名义应力。
组合背负式担架论证与设计
8 ZHONGGUOYIXUEZHUANGBEI
中国医学装备2021年6月第18卷第6期 组合背负式担架论证与设计*-宋振兴 等
便，固定带应牢固、可调且快速连接。整体背负式担 架结构见图2。
专栏
A
B
C
D
注：图中A为担架抬(拖)运伤员状态；B为担架收拢状 态；C为担架展开状态； D为担架背负状态
图2 整体背负式担架结构示图
(1)作业能力。①可以承载1名卧姿伤员；②可单 人背负，也可两人抬运；③可以在特殊极端地域快速 搬运伤病员。
(2)展开尺寸。①担架长≤2 000 mm，宽≤450 mm， 高≤200 mm。
(3)基本力学性能。①额定载荷≥100 kg；②安 全系数≥3；③担架插接件：抗拉力应≥1 kN；④承 载挠度：按标准检验方法，在担架上均布100 kg的载 荷，担架中央部位在垂直面内的挠度应≤35 mm，加 载和卸载3次(每次承载时间≥5 min)后，担架中央部 位在垂直面内的剩余挠度应≤5 mm；⑤固定带为丙纶 织带，背负时肩带、腰带的松紧度应能随机调整，肩 带、腰带与锁扣配合应紧固，不得自行松动；⑥接插 件可靠性：连接件反复插拔500次后应无异常；⑦固 定带缝合强度：缝合处抗拉力均应≥1 kN。
[Abstract] Objective: To explore a special combined backpack stretcher which can be used in carrying patients with severe illness in special environment. Methods: Aimed at the actual demand of the emergency medical rescue, the combined backpack stretcher that is suitable to the use of first-aid in special environment field. And the series of indicators included technical performance, structure and other indicators of the combined backpack stretcher were demonstrated. Results: The combined backpack stretcher is suitable to implement emergency medical rescue for patients in special environment such as narrow space, stair, trenches, boat, mountain jungle, plateau ridge, collapsed building and so on. And it could be used in the carry of extrahospital emergency aid and treatment. Conclusion: The demonstration and design can provide technical support for the research and development, procurement, upgrading and improvement, and market standardization of combined backpack stretcher, and this stretcher is the important kind of special stretcher. [Key words] Special carrying tool for patients; Combined backpack stretcher; Parameters; Structure design [First-author’s address] Institute of Medical Support Technology, Academy of System Engineering of Academy of Military Science PLA China, Tianjin 300161, China.
旋架式加速度过载模拟实验台结构设计与分析
旋架式加速度过载模拟实验台结构设计与分析旋架式加速度过载模拟实验台是一种用来模拟飞机、航天器等载具在重力加速度场下受到的惯性负载的实验设备。
其主要结构包括架体、模拟加速器、控制系统等主要部分。
下面将对旋架式加速度过载模拟实验台的结构进行设计与分析。
首先，对实验台的架体进行设计。
架体主要由支撑框架和旋转机构组成。
支撑框架通常采用钢结构，确保实验台的稳定性和承载能力。
旋转机构则是通过电机驱动实验台进行旋转运动。
为了保证实验台运动的平稳性和精度，旋转机构需要具备较高的控制精度和刚度。
其次，模拟加速器是实验台的核心组成部分。
模拟加速器通常由加速器和负载平台两部分组成。
加速器的设计要求能够产生与所模拟负载相匹配的加速度。
常用的加速器包括离心力加速器和线性加速器。
离心力加速器通过旋转实现加速，线性加速器则通过电磁、液压等原理实现加速。
负载平台则是负责载具或模拟物体的受力传递和固定，其设计要求具备较高的承载能力和刚度。
最后，控制系统是实验台的关键部分。
控制系统主要负责对实验台的运动进行控制和调整。
其设计要求具备较高的控制精度和可靠性。
常用的控制系统包括闭环控制系统和开环控制系统。
闭环控制系统通过对实验台运动状态的实时监测和调整，实现对实验台运动的精确控制；开环控制系统则是通过预先设定运动参数，直接对实验台进行运动控制。
通过以上的结构设计和分析，可以实现旋架式加速度过载模拟实验台对载具在重力加速度场下受到的惯性负载进行模拟。
在实际应用中，还需要考虑实验台的安全性和可靠性。
同时，实验台的设计还需要根据具体的应用需求进行优化和调整。
模拟仿真在航空工程中的应用
模拟仿真在航空工程中的应用一、概述模拟仿真技术作为一种在实验室环境中应用计算机软件和硬件模拟复杂系统运行的方法，被广泛应用于现代航空工程领域。
模拟仿真技术为工程设计及研发提供了一种不依赖实际系统测试的方法，试图通过计算机模拟来预测或评估实际系统的性能，包括设计概念的验证、性能评估、结构改进和操作优化等。
二、环境仿真1.气动性能仿真气动性能仿真是航空工程中应用环境仿真的常见方式。
有效的气动仿真可以帮助飞机或其他航空器在计划设计中得到更准确的气动参数信息，以优化设计，提高性能。
气动性能仿真的主要目的是研究飞行器在不同速度、高度和攻角下的气动稳性。
气动仿真使用数值方法来解决复杂的非线性方程组，包括Navier-Stokes 方程和动力学方程。
2.结构健康监测结构健康监测是航空工程中应用仿真的重要组成部分。
结构健康监测是指对飞机结构的健康状况进行监测和评估的方法。
结构健康监测可以通过应变测量、应力测量和声学传感器来进行。
结构健康监测可以帮助工程师实现飞机的状态评估和结构健康性分析，从而确定设计是否满足预期的寿命、性能和安全要求。
3.控制系统仿真控制系统仿真是航空工程中常用的一种仿真方法。
控制系统仿真是通过模拟某些航空器特定系统内部的运作并进行调试，来支持系统设计开发和改进。
在模拟中，先进控制系统可以被针对特定任务进行测试，并且被评估其有效性和效益。
通过仿真，能够避免潜在的安全问题、减少研发成本和开发周期。
三、系统仿真1.飞行模拟器作为航空工程中的一个重要应用领域，模拟仿真技术得到了广泛的应用。
特别是飞行模拟器的模拟仿真技术，被认为是现代航空工程领域的一种重要发展方向。
飞行模拟器可以用于航空器的设计、控制器载荷分析以及飞行器系统的补充和训练。
2.发动机仿真发动机仿真是航空工程中的另一个重要应用领域。
发动机仿真能够对航空工程中的发动机进行建模和仿真测试，以更好地了解发动机在飞行周期中的性能。
通过发动机仿真，工程师可以进行更精确的发动机调试，提高发动机性能并同时降低成本。
飞行模拟器的结构设计与仿真研究
飞行模拟器的结构设计与仿真研究韩红伟;党淑雯;何法江【摘要】Flight simulator has the incomparable advantages over real flight training which its structural design is the cru-cial to the optimization of aircraft design and improvement of the flight performance, so modeling and simulation of the research on the aircraft design is the key point for aircraft's design. After compared with 6-DOF(Degree of Freedom) flight simulator driven by hydraulic cylinders, a kind of 3-DOF flight motion platform based on 3-RPS mechanism driven by electric cylinders under UG environment is established , and the simulation of kinematical characteristics is researched after building joints and motions for the virtual prototype under the ADAMS/View module. For given kinematics charac-teristic curves, the post-processing of the measurement results using ADAMS/Post Processor module is carried, to get kinematics curves of various flight attitudes. The simulation results show that the designed structure can achieve three directions of motion, such as lift, roll or pitch, and meet the requirements of the technical specifications of the civil avia-tion flight simulator. The processes of analysis provide effective research methods for the design of the flight simulator.%飞行模拟器具有真实飞行训练无法比拟的优势,其结构设计是优化飞机设计,改善飞行性能的关键问题,故飞行模拟器的建模与仿真研究工作是飞行器设计的难点.通过与液压缸驱动的六自由度飞行模拟器对比分析,以3-RPS机构为基础,以在UG环境下建立的电动缸驱动的三自由度飞行模拟器运动平台模型为研究对象,在ADAMS/View模块下,对其添加约束和驱动后,进行了运动学特性仿真.对于给定的运动学特性曲线,运用ADAMS/Post Processor模块,对测量结果进行后处理,得到各种飞行姿态下的运动学曲线.仿真实验结果验证了该设计可实现升降、横滚、俯仰三种姿态的运动,且符合民航飞行模拟器的技术指标要求.上述分析过程为飞行模拟器的设计提供了一套有效的研究方法.【期刊名称】《计算机工程与应用》【年(卷),期】2016(052)013【总页数】5页(P254-258)【关键词】三自由度运动平台;飞行模拟器;结构设计;运动学特性【作者】韩红伟;党淑雯;何法江【作者单位】上海工程技术大学机械工程学院,上海 201620;上海工程技术大学航空运输学院,上海 201620;上海工程技术大学航空运输学院,上海 201620【正文语种】中文【中图分类】TH12;TP39HAN Hongwei，DANG Shuwen，HE Fajiang.Computer Engineering and Applications，2016，52（13）：254-258.飞行模拟器作为一种安全、经济且有效的训练助手，引起了各国军方以及民航的高度关注，不断加大研制和采购费用的力度。
扑翼机结构设计及运动仿真
扑翼机结构设计及运动仿真作者：马程熊晓松吴昊王世文来源：《中国教育技术装备》2020年第14期摘要撲翼飞行器可以通过对鸟类或昆虫飞行动作的模仿实现飞行。
设计从生物学的视角出发，对鸟类在飞行过程中翅膀的动作进行分解总结。
阐述仿生扑翼飞行器所需要实现的基础要求，设计出一种合理可靠的二段折翼式仿生扑翼飞行器驱动机构。
使用Pro/E对设计出的驱动机构进行三维实体建模，通过运动仿真功能对驱动机构进行验证。
结果表明，设计的驱动机构符合设计要求，具有可行性。
设计为仿生扑翼飞行器的设计研制以及实体样机制造提供了理论依据。
关键词仿生扑翼飞行器;驱动机构;建模;仿真;Pro/E中图分类号：G642.0 文献标识码：B文章编号：1671-489X（2020）14-0027-03Structure Design and Motion Simulation Analysis of Bionic Flapping-wing Aircraft//MA Cheng， XIONG Xiaosong， WU Hao， WANG ShiwenAbstract Bionic flapping-wing aircraft is a flying tool that can beimitating the flight movements of flying organisms such as birds orinsects. From the perspective of biology， the structural characteristicsof bird wings were analyzed in detail， and the movement of wingsduring flight was decomposed and summarized. Based on several basic requirements for it， a reasonable and reliable driving mecha-nism of two-stage folding-wing bionic flapping-wing aircraft was designed. By using the 3D design software Pro/E， the 3D solid modelof the designed drive mechanism was built and feasible. It has been provided some theoretical basis for the design and manufacture of mechanism.Key words desks bionic flapping-wing aircraft; driving mechanism; modeling; simulation; Pro/E 1 前言仿生扑翼飞行器的研究一直是飞行器领域的热点，各种样式的仿生扑翼飞行器能够模仿自然界中各种鸟类或昆虫在空中飞行的动作，完成人们设置好的各种任务。
飞机结构仿真分析及其优化设计
飞机结构仿真分析及其优化设计近年来，随着飞机制造技术的发展和飞机性能要求的提高，飞机结构仿真分析成为飞机结构设计和制造中的必要环节。
通过仿真分析，可以评估飞机结构的强度、疲劳寿命和耐损性等重要性能指标，从而指导优化设计。
本文将介绍飞机结构仿真分析的方法和优化设计的思路。
一. 飞机结构分析的方法飞机结构分析是通过计算机数值模拟方法，分析对结构的应力、位移、变形、振动、疲劳寿命等现象进行分析，并在此基础上对结构进行设计和优化。
具体来说，飞机结构分析可以分为以下几个步骤：1. 建立数值模型建立数值模型是飞机结构分析的第一步，其目的是将实际飞机结构抽象成数学模型，以便进行计算机仿真。
建立数值模型时，需要考虑飞机结构的各种几何和材料特性，如外形、结构布局、材料类型、初始条件等。
2. 网格划分飞机结构分析需要将结构抽象成一系列的单元，这些单元之间通过节点相互连接。
这种单元与节点的网格化可以大大简化计算负荷，减少计算时间。
在进行网格化时，需要根据飞机结构的几何和物理特性，选择适宜的单元尺寸和节点数量。
3. 边界条件设定在进行结构分析时，需要设定结构的边界条件，包括支撑、加载等信息。
这些边界条件需要准确地反映实际情况，以便保证分析的准确性。
4. 应力计算应力计算是飞机结构分析的重要环节，其目的是计算每个单元上的应力值。
应力计算需要考虑各种载荷因素，如自重、飞行荷载、风载等，以及外部因素，如温度、湿度、压力等。
为了提高计算精度，应该选用合适的应力计算方法，如有限元分析算法、热损伤感应算法等。
5. 变形和振动分析变形和振动分析是飞机结构仿真中的重要环节。
变形和振动分析旨在评估飞机结构在各种载荷情况下产生的位移和振动情况，以便检查结构是否满足性能要求。
变形和振动分析需要考虑不同载荷下结构的动态响应特性，对于不同类型的飞机，需要采用不同的分析方法。
6. 疲劳寿命评估疲劳寿命评估是飞机结构分析中的关键环节。
在飞机服役期间，受到载荷作用的飞机结构会出现疲劳损伤，从而导致安全隐患。