结构设计类有关学术论文前言,关于飞机机体结构局部细节设计中的有限元相关毕业论文提纲

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[摘 要]在现代飞机机体结构的设计中,局部结构的细节设计已经受到越来越广泛的关注,本文结合飞机结构设计的实际工作进行说明,在有限元分析软件的帮助下,对结构细节进行局部改进,完全可以大大降低结构局部应力水平,提高结构的抗疲劳特性.

[关 键 词 ]机体结构；细节设计；疲劳

中图分类号：TD353 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2014）20-0304-01

1. 前言

飞机结构在使用和疲劳试验中出现的损伤表明,结构的疲劳破坏总是从某个或某几个结构细节开始,都起源于不合理的结构细节处,飞机的疲劳品质取决于组成飞机结构的成千上万个结构细节的疲劳品质,结构细节是否合理,是影响结构疲劳性能最关键的因素.而随着现代科学技术的进步和航空事业的发展,先进飞机结构对机体结构重量的设计要求越来越严格,在这种情况下不可能在结构局部浪费太多的重量,因此,为了防止结构过早地出现疲劳破坏,结合有限元分析方法对局部结构进行细节设计就成为一种相当重要的方法.

2. 结构局部细节疲劳裂纹故障示例

在上世纪某型飞机机体结构中,其机身大梁通过一板弯对接型材对接,由于前后结构尺寸的差别,在对缝前后分别有一个下限区,在机身疲劳试验过程中,机身两侧型材均在下陷处发现裂纹,见图1；更换新型材后重新进行试验,新型材在同一下陷处再次产生裂纹.

3. 故障部位有限元分析

在对接型材发现裂纹后,依据结构图纸建立了有限元模型对其进行了应力分析,按全机有限元应力分析结果在型材自由端加载使其产生100MPa的拉应力,应力云图见图2.

根据图2中的应力结果,可以得到对接型材在两处下陷处的应力集中系数均较高,最高为3.59,而且正位于试验件产生裂纹之处,作为机身结构的主要承力构件,应力水平高,很明显是一处疲劳薄弱环节,在拉应力的反复作用下,极易产生疲劳裂纹.在结构设计发图时,若分析条件较好,允许对对接型材进行上述有限元应力分析,则可直接发现并避免该疲劳薄弱部位存在.发现裂纹后,根据机体结构疲劳试验结果和有限元分析结果,对型材结构按耐久性设计原则作了取消下陷的相关改进,通过对比试验,疲劳寿命得到了大幅提高.

4. 新机设计中的有限元分析

现今在机体结构设计过程中,已经具备随时对其结构进行有限元分析的条件,在局部结构的细节设计中,完全可以通过有限元分析手段辅助进行设计改进.

某新型机机翼前墙处安装有进风口,前墙腹板因此安排有一个大开口,腹板在开口处通过前后两根对接型材与进风口蒙皮连接,在设计初期开口形状见图3.

图3所示设计方案,在靠近机翼根部的重要受力区布置小圆角过渡的大型开口,很容易造成局部区域应力集中系数过高和产生高应力区,显然不符合结构细节耐久性设计原则,在对开口形状作调整的同时,依据初步设计图纸和改进设计后的尺寸,建立了两个结构件参数相同而开口不同的有限元模型,以供分析对比用.改进后的前墙开口区图纸及对应的两个有限元模型应力分析结果见图4、图5和图6.

两个有限元模型分别加载前墙的同一严重工况载荷,边界约束条件完全相同,应力分析云图见图7和图8.

根据图7和图8的应力云图,初步设计方案最大拉应力为321MPa,名义应力为35.5MPa；改进设计方案最大拉应力为248MPa,名义应力为42.4MPa.两种设计方案应力集中系数分别为9.04和5.85,后者在设计时虽然增大了开口尺寸,却降低了开口部位的应力及应力集中系数,延长了结构元件的寿命,其疲劳薄弱部位的抗疲劳品质得到了很大程度的改善.

5. 结论

在飞机结构设计初期即将有限元分析融入结构细节设计,在设计中随时对不合理之处进行分析研究,参考分析结果指导结构优化,可以在保证整个机型技术指标的前提下,延长结构元件寿命,减少疲劳薄弱环节,提高安全性,并为以后的经济维修打下基础,可以做到事半功倍.

怎么写结构设计本科论文的参考文献
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参考文献

[1] MSC/NASTRAN用户手册.

[2] 军用飞机疲劳损伤容限耐久性设计手册,中国航空研究院.

作者简介

王学强（1982―）,男,工程师,主要研究方向：飞机结构设计和腐蚀防护研