航空航天行业特点

  航空航天是Abaqus软件的重要应用领域，该行业的收入约占Abaqus公司年度总收入的三分之一。目前所有大的飞机制造企业如波音、空中客车、洛克希德—马丁、NASA、Los Alamos 和Sandia国家实验室，中国航空601、602、603、611、624、625等，航天1、2、3、4、6院等，以及成飞等，都是Abaqus软件的重要用户。波音更是将其专利的VCCT（虚拟裂纹闭合技术）嵌入Abaqus软件中，进行断裂问题的求解。Abaqus软件公司始终注重航空航天领域用户和技术的发展，近期很多研发方面的决策都是针对航空航天领域的，如大规模杆板模型的发展、断裂力学和气动弹性分析和Abaqus对CATIA的嵌入式产品(Abaqus/AFC)等。

行业成功案例

1.1飞机子系统

1.1.1机身

飞机机身结构，都是典型的薄壁结构，一般是由蒙皮、隔框、长珩等组成，承受的主要载荷有：

气动载荷

惯性载荷

地面载荷

动力装置载荷

其他载荷

机身骨架由梁组成，在传统的有限元软件中，梁单元的断面参数定义、模型检查、结果表示非常不方便。而Abaqus前处理内置多种标准梁断面库，并允许用户自定义不规则断面形状库，使繁琐的梁断面参数定义变得简单、方便。

Abaqus强大而方便的建模及载荷处理功能，丰富的梁单元、杆单元、壳单元、三维实体单元，可方便、准确地对机身进行静力分析、动力响应分析（模态、颤振等）、失稳分析、损伤容限分析。

Abaqus的热－结构耦合分析功能可以对机身进行温度场计算以及热应力和热变形计算。

对机身的连接件还可以运用Abaqus的非线性功能进行塑性和接触等非线性分析。

1.1.2 蒙皮-纵梁结构屈曲分析

新型客机的设计大量引入复合材料，以减轻结构的重量，减少油耗，提高经济性。下图为某客机各种材料的使用状况，其中复合材料的比例约为50%。

复合材料的大量应用对技术提出新的挑战。新材料导致新的挑战具体包括：材料的可用范围，如何进行新的材料测试以及需要新的分析技术。

过去，非线性效应都是由试验测定。现在，由于研发时间的限制和飞行性能改进的需求，必需在试验之前做必要有限元的分析，而Abaqus被广泛的应用于这些分析过程，分析模型从简单到复杂、单个组件到装配件复合材料结构。

在客机机身结构中，蒙皮-纵梁结构由于大量采用复合材料，大量的设计需要从新做实验、从新分析。一次蒙皮-纵梁复合材料结构的实验费用高到上百万美金，大量的新材料和新结构，将导致大量的实验费用。所以必须利用有限元分析的方法，通过模拟仿真，提前找到结构设计的规律、避免设计缺陷，以减少实验的次数，节省巨额的实验费用。

从简单的飞机舱门把手，到起落架结构，再到复杂的机身蒙皮-纵梁复合材料结构，Abaqus都能给出完整的解决方案。

某航空公司利用CATIA几何模型，直接在CATIA环境中通过Abaqus/AFC，构建结构的仿真分析模型。这样仿真分析模型和几何体之间实现关联，几何模型的修改将直接反映到仿真模型的变化。

       几何模型             有限元网格

再利用AFC为结构添加复合材料，构建复杂的接触非线性模型。
      

  添加复合材料属性      通过几何相关性创建接触 

利用Abaqus的非线性功能，对结构进行求解，可以得到结构的各种响应。

            后屈曲变形

1.1.3 舱段

某飞机设计公司利用Abaqus子模型功能，对舱段的局部细节进行分析，其中模型包括窗口、加强筋等细节。用户可以利用总体分析的位移和应力结果作为局部结构的边界条件，利用CAD模型构建子模型，对局部结构的网格重新划分，进而得到结构的局部细节位移及应力分析结果。

1.1.4 机翼

机翼大致由蒙皮、翼肋、翼梁和墙、长珩等组成。机翼主体受到气动载荷、惯性载荷以及各连接点传来的集中载荷等类型的载荷。

可以运用Abaqus提供的梁单元、杆单元、壳单元、三维实体单元对机翼进行静力分析、动力响应分析（模态、颤振、抖振等）、失稳分析、损伤容限分析、结构优化设计。

对机翼和机身的连接部件、机翼的固定件还可以运用Abaqus的非线性功能进行塑性和接触等非线性分析。

1.1.4.1 缝翼滑轨模型装配件分析

飞机的前缘缝翼是民用客机、大型飞机常用的增升活动面，是通过滑轨在滑轮组架中的运动来改变机翼的翼型，以达到增加升力的目的。滑轨在滑轮组架中的运动就是一个典型的接触问题。

滑轮组架内在每根滑轨的安装位置沿滑轨法向和侧向各布置了两组滚轮。当缝翼翼面上的载荷传到滑轨上时，滑轨受力变形，其上下表面就会有滚轮与滑轨表面发生接触，从而限制滑轨的法向运动；其左右两侧也会有滚轮与滑轨腹板表面发生接触，从而限制滑轨的侧向运动。

在结构受载过程中，究竟是哪一个或哪些滚轮与滑轨发生接触，从而为其提供边界约束就是边界非线性有限元分析所要考虑的主要问题。

                                          几何模型

针对某型机缝翼结构中所遇到的接触问题，应用Abaqus有限元分析软件，对其进行了边界非线性有限元分析。利用Abaqus的接触算法，真实的模拟了缝翼滑轨和滚轮之间的接触关系，进而得到真实的传力路经和应力分布。

首先，将已有的缝翼模型利用FromNastran功能将Nastran输入文件转化为Abaqus输入文件。这样可以有效地利用已有模型和数据，省去重新建模的工作。将模型导入后，就可以在Abaqus/CAE中定义各种非线性行为，如接触等。

Abaqus/CAE有效的支持混合建模，即有限元模型和几何模型可以同时在前处理模块中存在，并方便的施加各种约束条件和载荷。

 

          模型加载和约束

计算完成后，Abaqus/CAE或Abaqus/Viewer支持各种计算结果的后处理，包括各种非线性因素。

        应力计算结果         位移计算结果

应用Abaqus软件边界非线性有限元分析方法，能够更真实的模拟缝翼滑轨在机翼前缘舱内滑轮架中的支持条件，根据结构的受力状态判断滑轨与滚轮之间的接触状态，从而体现真实的传力路径，得到准确的应力分布。

该方法为某设计单位引进Abaqus软件后首次在结构接触分析中的应用，并得到理想的计算结果。建议在其它类似结构的细节分析中，可优先考虑使用Abaqus软件。它不但降低了对分析人员的经验要求，还可以得到局部结构更准确的受力特性，进而为结构设计和试验提供理论依据。

1.1.4.2 中外翼对接带板分析

某型飞机的中外翼对接带板属于疲劳薄弱部位，为对该部位的疲劳寿命作出合理的估算，需对该部位的应力分布进行准确的计算。利用Abaqus软件的接触分析功能对中外翼对接带板的细节应力进行了计算，给出了有限元的计算结果。

在进行接触分析时，接触区域的单元应选择一阶减缩积分单元或选择二阶的C3D10M单元，因此对于分析中重点关心的零件1和零件2的接触区（包括连接螺栓）选择的单元类型为C3D8R，其它部位选择的单元为C3D4，共有单元207531个，其中C3D8R单元有26054个，C3D4单元有181477个。

             有限元模型

以上模型中包含100多个接触对 ，因此对软件的收敛性和健壮性提出非常高的要求。另外，计算效率也是关心的重点。该模型在P4-3.2G×2CPU，4G内存的计算机上运了12422s，因此Abaqus具有非常高的计算效率。

由于计算的目的是为了摸清疲劳薄弱部位的应力水平，进而能够合理地估算出薄弱部位的疲劳寿命。中外翼对接带板的受力形式是单向拉伸的，由于疲劳破坏的形式基本都是拉伸破坏的，因而只关心有限元计算结果中沿受力方向的拉应力。下图分别给出了外翼带板和中央翼带板的拉应力分布情况。从应力的分布图上可以看出：孔边的拉应力最大，外翼带板处的最大拉应力为449MPa，中央翼带板处的最大拉应力为400MPa。 

       

                        外翼带板的拉应力分布情况

对于飞机结构来说，其连接件的形式较多，为了能够准确地估算出飞机结构连接件的疲劳寿命，需要准确地计算出连接部位的细节应力。

Abaqus软件具有强大的接触分析功能，对飞机结构的连接件——中外翼对接带板处的应力分布进行了计算分析。从最后的应力分布情况来看，计算结果非常合理，有限元计算的应力水平可用于疲劳寿命分析。而且，Abaqus对于高度飞翔性具有非常高的计算效率和健壮性。

1.1.4.3 F-16复合材料水平尾翼强度分析

复合材料在航空领域的应用越来越广泛，因此复合材料的分析工具也变得越来越重要。水平尾翼采用复合材料设计方案后，需对结构特性和力学性能重新进行评估。

    模型             肋和加强杆

利用Abaqus软件的复合材料功能，对F-16的水平尾翼建模。前处理直接输入复合材料的各种材料属性。可以为蒙皮、肋和加强杆直接定义复合材料。

为蒙皮、肋、加强杆和附加板定义复合材料层

  操纵载荷在水平尾翼表面产生向下的压力。对复合材料水平尾翼施加气动载荷，扭矩载荷、瞬态压力载荷等，进行静力和动力分析，并完全支持结构的后处理。

操纵载荷在尾翼表面产生向下的压力

  静力析完成之后，还可以对结构的动力学响应做进一步的评估。利用静力分析模型，稍加修改，通过Abaqus/CAE将动力载荷直接施加在结构上。

  可以直接得到结构的各种响应值，如应力和位移等。并可以直接在后处理中输出。

  计算结果可以直接在后处理中完成，可以显示每层材料的受力状态。可以得到层间剪切应力，用于评估结构分层。并可以将计算结果输出到文本文件，供进一步处理。

        

外壳顶层复合材料的应力

静力分析完成之后，还可以对结构的动力学响应做进一步的评估。利用静力分析模型，稍加修改，通过Abaqus/CAE将动力载荷直接施加在结构上。

                         瞬态压力载荷

可以直接得到结构的各种响应值，如应力和位移等。并可以直接在后处理中输出。

     末端位移的历程输出和附属板的应力

1.1.4.4 战斗机机翼主动控制

Abaqus 包含各种连接单元，这些连接单元可以作为感应器，同事也可以作为激励单元，这样为可以实现对构件的主动控制。

下面是NASA对针对飞机机翼的抖动问题对机翼结构进行控制实例。机翼为三级结构。结构外载荷由流体软件计算得出，通过相关接口可施加于结构之上。在机翼连接处通过添加连接单元可以测量机翼的各种形态，通过反馈程序可得出对机翼机型主动控制。

在控制之前，机翼抖动比较大，采用主动控制之后，整个结构变形比较平稳。