畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文）任 務(wù) 書
??
設(shè)計(jì)（論文）題目：
機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)數(shù)值分析
?
學(xué)生姓名：
專????業(yè)：
所在學(xué)院：
指導(dǎo)教師：
職????稱：
發(fā)任務(wù)書日期：年月日
任務(wù)書填寫要求
1．畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）任務(wù)書由指導(dǎo)教師根據(jù)各課題的具體情況填寫，經(jīng)學(xué)生所在專業(yè)的負(fù)責(zé)人審查、系（院）領(lǐng)導(dǎo)簽字后生效。此任務(wù)書應(yīng)在畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）開始前一周內(nèi)填好并發(fā)給學(xué)生。
2．任務(wù)書內(nèi)容必須用黑墨水筆工整書寫，不得涂改或潦草書寫；或者按教務(wù)處統(tǒng)一設(shè)計(jì)的電子文檔標(biāo)準(zhǔn)格式（可從教務(wù)處網(wǎng)頁上下載）打印，要求正文小4號宋體，1.5倍行距，禁止打印在其它紙上剪貼。
3．任務(wù)書內(nèi)填寫的內(nèi)容，必須和學(xué)生畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）完成的情況相一致，若有變更，應(yīng)當(dāng)經(jīng)過所在專業(yè)及系（院）主管領(lǐng)導(dǎo)審批后方可重新填寫。
4．任務(wù)書內(nèi)有關(guān)“學(xué)院”、“專業(yè)”等名稱的填寫，應(yīng)寫中文全稱，不能寫數(shù)字代碼。學(xué)生的“學(xué)號”要寫全號，不能只寫最后2位或1位數(shù)字。
5．任務(wù)書內(nèi)“主要參考文獻(xiàn)”的填寫，應(yīng)按照《金陵科技學(xué)院本科畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）撰寫規(guī)范》的要求書寫。
?6．有關(guān)年月日等日期的填寫，應(yīng)當(dāng)按照國標(biāo)GB/T 7408—94《數(shù)據(jù)元和交換格式、信息交換、日期和時(shí)間表示法》規(guī)定的要求，一律用阿拉伯?dāng)?shù)字書寫。如“2002年4月2日”或“2002-04-02”。
畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文）任 務(wù) 書
1．本畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）課題應(yīng)達(dá)到的目的：
? 本畢業(yè)設(shè)計(jì)課題的主要目的是培養(yǎng)學(xué)生綜合運(yùn)用所學(xué)的基礎(chǔ)理論、專業(yè)知識和專業(yè)基本技能分析和解決實(shí)際問題，訓(xùn)練初步應(yīng)用CATIA和ANSYS軟件對機(jī)翼與機(jī)身對接機(jī)構(gòu)進(jìn)行建模與有限元分析的能力，著重培養(yǎng)以下幾方面： 1．調(diào)查研究、中外文獻(xiàn)檢索、閱讀與翻譯的能力； 2．綜合運(yùn)用基礎(chǔ)理論、專業(yè)理論和知識分析解決實(shí)際問題的能力； 3．查閱和使用專業(yè)設(shè)計(jì)手冊的能力； 4．應(yīng)用CATIA和ANSYS軟件對進(jìn)行建模與有限元分析的能力； 5．撰寫設(shè)計(jì)說明書（論文）的能力。
2．本畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）課題任務(wù)的內(nèi)容和要求（包括原始數(shù)據(jù)、技術(shù)要求、工作要求等）：
? （1） 熟悉并理解機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)與受力特點(diǎn)；（2） 熟悉和掌握CATIA和ANSYS軟件；（3） 應(yīng)用ANSYS軟件對機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模和力學(xué)分析。
畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文）任 務(wù) 書
3．對本畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）課題成果的要求〔包括圖表、實(shí)物等硬件要求〕：
1.外文參考資料及譯文（附原文）； 2.畢業(yè)設(shè)計(jì)開題報(bào)告一份； 3.三維模型一份； 4.有限元分析結(jié)果說明一份。
4．主要參考文獻(xiàn)：
[1] 吳相憲，王正為，黃玉堂主編.實(shí)用機(jī)械設(shè)計(jì)手冊.中國礦業(yè)大學(xué)出版社，1993. [2] 王洪欣，李木，劉秉忠主編.機(jī)械設(shè)計(jì)工程學(xué)[M].中國礦業(yè)大學(xué)出版社，2001. [3] 唐大放，馮曉寧，楊現(xiàn)卿主編.機(jī)械設(shè)計(jì)工程學(xué)[M].中國礦業(yè)大學(xué)出版社，2001. [4] 中國紡織大學(xué)工程圖學(xué)教研室等編.畫法幾何及工程制圖.上?？茖W(xué)技術(shù)出版社，1997. [5] 史美堂主編.金屬材料及熱處理.上?？茖W(xué)技術(shù)出版社，1983. [6] 蘇翼林主編.材料力學(xué).高等教育出版社，1980. [7] 顧崇銜主編.機(jī)械制造工藝學(xué).陜西科學(xué)技術(shù)出版社，1999. [8] 詹熙達(dá)主編.CATIA V5R20曲面設(shè)計(jì)教程. 北京：機(jī)械工業(yè)出版社,2013. [9] 詹熙達(dá)主編.CATIA V5R20快速入門教程. 北京：機(jī)械工業(yè)出版社,2011. [10] 劉文珽，羅毅，童明波．概率損傷容限分析模型研究[J]．航空學(xué)報(bào)，1993，14（3）：136-139． [11] 劉文珽等．概率斷裂力學(xué)與概率損傷容限/耐久性[M]．北京航空航天大學(xué)出版社，1998. [12] 羅毅，黃培彥，劉文珽．裂紋擴(kuò)展壽命安全可靠性分析模型研究[J]．北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2002，28（1）：113-115. [13] 杜永恩．概率損傷容限分析體系及其關(guān)鍵技術(shù)的研究[D]．西安：西北工業(yè)大學(xué)，2014. [14] K.Y. Lin and A.V. Styuart. Probabilistic approach to damage tolerance design of aircraft composite structures [J]. Journal of Aircraft, 2007,44(4):1309-1317. [15] Spencer B F，Tang J. Markov Model for fatigue crack growth [J]. Journal of Engineering Mechanics，1998,114:2134-2157.
畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文）任 務(wù) 書
5．本畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）課題工作進(jìn)度計(jì)劃：
2015.12.16-2.16.3.9 畢業(yè)實(shí)習(xí)調(diào)研，完成開題報(bào)告、中英文翻譯、論文大綱 2016.3.19-2016.4.25 提交論文草稿，4月中旬中期檢查 2016.4.26-2016.5.6 提交論文定稿 2016.5.6-2016.5.13 準(zhǔn)備答辯 2016.5.13-2016.5.26 答辯，成績評定，修改完成最終稿
所在專業(yè)審查意見：
?通過?
負(fù)責(zé)人： ??????????? ?2016? 年??? 1 ?月???18 ?日
畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文）開 題 報(bào) 告
設(shè)計(jì)（論文）題目：
機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)數(shù)值分析
?
學(xué)生姓名：
專????業(yè)：
所在學(xué)院：
指導(dǎo)教師：
職????稱：
?
?年? ?月??日 ?
開題報(bào)告填寫要求
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1．開題報(bào)告（含“文獻(xiàn)綜述”）作為畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）答辯委員會對學(xué)生答辯資格審查的依據(jù)材料之一。此報(bào)告應(yīng)在指導(dǎo)教師指導(dǎo)下，由學(xué)生在畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）工作前期內(nèi)完成，經(jīng)指導(dǎo)教師簽署意見及所在專業(yè)審查后生效；
2．開題報(bào)告內(nèi)容必須用黑墨水筆工整書寫或按教務(wù)處統(tǒng)一設(shè)計(jì)的電子文檔標(biāo)準(zhǔn)格式打印，禁止打印在其它紙上后剪貼，完成后應(yīng)及時(shí)交給指導(dǎo)教師簽署意見；
3．“文獻(xiàn)綜述”應(yīng)按論文的框架成文，并直接書寫（或打?。┰诒鹃_題報(bào)告第一欄目內(nèi)，學(xué)生寫文獻(xiàn)綜述的參考文獻(xiàn)應(yīng)不少于15篇（不包括辭典、手冊）；
4．有關(guān)年月日等日期的填寫，應(yīng)當(dāng)按照國標(biāo)GB/T 7408—94《數(shù)據(jù)元和交換格式、信息交換、日期和時(shí)間表示法》規(guī)定的要求，一律用阿拉伯?dāng)?shù)字書寫。如“2004年4月26日”或“2004-04-26”。
5、開題報(bào)告（文獻(xiàn)綜述）字體請按宋體、小四號書寫，行間距1.5倍。
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畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論文） 開 題 報(bào) 告
1．結(jié)合畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）課題情況，根據(jù)所查閱的文獻(xiàn)資料，每人撰寫不少于1000字左右的文獻(xiàn)綜述：
機(jī)翼機(jī)身對接接頭設(shè)計(jì)是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的一個(gè)重要環(huán)節(jié)，其設(shè)計(jì)的好壞嚴(yán)重關(guān)系到飛機(jī)的飛行性能和使用安全，飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)載荷系數(shù)的產(chǎn)生和發(fā)展，提出在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中用可靠性安全系數(shù)替代傳統(tǒng)安全系數(shù)的觀點(diǎn)。介紹分析了機(jī)翼機(jī)身對接設(shè)計(jì)思想和接頭耳片受力特性，提出了改善機(jī)翼機(jī)身對接區(qū)域傳力特性的設(shè)計(jì)方法。采用實(shí)體建模三維有限元方法，對飛機(jī)翼身對接主承力接頭進(jìn)行傳力特性分析，對機(jī)身半框模型、機(jī)翼主梁—機(jī)身橫梁組合模型在CATIA下計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了評價(jià),然后用ANSYS軟件進(jìn)行有限元分析。根據(jù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求和結(jié)構(gòu)限制條件，優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)，從結(jié)構(gòu)尺寸、重量、疲勞危險(xiǎn)部位應(yīng)力水平、對氣動力的影響以及裝配工藝性等方面對加強(qiáng)型和改進(jìn)型設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了比較分析。疲勞斷裂起始于結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，對疲勞危險(xiǎn)關(guān)鍵部位進(jìn)行了損傷容限評定，提出了提高結(jié)構(gòu)抗疲勞斷裂能力的措施。機(jī)翼主梁與機(jī)身橫梁的對接接頭通過超高強(qiáng)度螺栓連接在一起，而機(jī)翼主梁又是機(jī)翼的重要承載構(gòu)件，所以機(jī)翼所受的外載荷主要是通過機(jī)翼主梁與機(jī)身橫梁的連接傳遞到機(jī)身上實(shí)現(xiàn)平衡的。結(jié)構(gòu)連接處是飛機(jī)失效或者疲勞破壞頻繁發(fā)生的地方，因此該聯(lián)接的設(shè)計(jì)分析對飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是十分重要的。本文中考慮實(shí)際情況合理估算幾何參數(shù)，然后采用CATIA對機(jī)身橫梁和機(jī)翼主梁進(jìn)行三維建模，再將對分析重點(diǎn)部位影響較小的、容易引起應(yīng)力集中的工藝孔等去掉，以便使得分析結(jié)果更為合理。提出將CATIA中實(shí)體導(dǎo)入ANSYS進(jìn)行分析的方法，并在用適當(dāng)方法將模型導(dǎo)入ANSYS后進(jìn)行適當(dāng)布爾運(yùn)算并對材料性質(zhì)、單元類型等進(jìn)行設(shè)定?？偨Y(jié)ANSYS網(wǎng)格劃分方法并總結(jié)網(wǎng)格劃分的注意事項(xiàng)等，然后進(jìn)行合理網(wǎng)格劃分。提出模擬接觸行為的方法，并定義考慮摩擦的接觸對，以實(shí)現(xiàn)接觸分析。提出對螺栓預(yù)緊行為進(jìn)行模擬的方法，即預(yù)緊力單元法，創(chuàng)建預(yù)緊力截面、生成預(yù)緊力單元并施加預(yù)緊力。對飛機(jī)機(jī)翼及其主梁的受力情況進(jìn)行分析，然后對結(jié)構(gòu)的受力進(jìn)行合理估算。因?yàn)閷?shí)體單元只有三個(gè)自由度，無法直接施加彎矩和剪力，所以提出施加剪力和彎矩的方法。最后施加載荷和邊界條件。采用適當(dāng)求解器并定義各求解項(xiàng)，然后進(jìn)行合理求解。對計(jì)算過程中提示的錯誤信息進(jìn)行分析解決，最后保證該考慮摩擦的接觸分析收斂。在對上述分析的結(jié)果進(jìn)行研究分析后對結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化，對簡化結(jié)構(gòu)進(jìn)行參數(shù)影響分析，對簡化結(jié)構(gòu)的耳片厚度、螺栓預(yù)緊力大小等進(jìn)行改進(jìn)以實(shí)現(xiàn)優(yōu)化。 主要參考文獻(xiàn) [1] 吳相憲，王正為，黃玉堂主編.實(shí)用機(jī)械設(shè)計(jì)手冊.中國礦業(yè)大學(xué)出版社，1993. [2] 王洪欣，李木，劉秉忠主編.機(jī)械設(shè)計(jì)工程學(xué)[M].中國礦業(yè)大學(xué)出版社，2001. [3] 唐大放，馮曉寧，楊現(xiàn)卿主編.機(jī)械設(shè)計(jì)工程學(xué)[M].中國礦業(yè)大學(xué)出版社，2001. [4] 中國紡織大學(xué)工程圖學(xué)教研室等編.畫法幾何及工程制圖.上?？茖W(xué)技術(shù)出版社，1997. [5] 史美堂主編.金屬材料及熱處理.上?？茖W(xué)技術(shù)出版社，1983. [6] 蘇翼林主編.材料力學(xué).高等教育出版社，1980. [7] 顧崇銜主編.機(jī)械制造工藝學(xué).陜西科學(xué)技術(shù)出版社，1999. [8] 詹熙達(dá)主編.CATIA V5R20曲面設(shè)計(jì)教程. 北京：機(jī)械工業(yè)出版社,2013. [9] 詹熙達(dá)主編.CATIA V5R20快速入門教程. 北京：機(jī)械工業(yè)出版社,2011.
畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論文） 開 題 報(bào) 告
2．本課題要研究或解決的問題和擬采用的研究手段（途徑）：
本課題所要研究及解決的問題：本課題是機(jī)翼機(jī)身對接機(jī)構(gòu)數(shù)據(jù)分析，需要在給出和查閱到的設(shè)計(jì)基本資料上完成該裝置的數(shù)據(jù)分析。需要研究及解決的問題如下： ( 1） 熟悉并理解機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)與受力特點(diǎn)；（2） 熟悉和掌握CATIA和ANSYS軟件；（3） 應(yīng)用ANSYS軟件對機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模和力學(xué)分析。擬采用的研究手段（途徑）： 1、文獻(xiàn)收集 廣泛收集與機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)技術(shù)相關(guān)的資料； 2、實(shí)踐與實(shí)習(xí) 通過大量的數(shù)據(jù)來進(jìn)行設(shè)置的計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)建立。 3、運(yùn)用CATIA設(shè)計(jì)軟件進(jìn)行裝置圖繪制； 4、結(jié)合指導(dǎo)老師的指點(diǎn)，分進(jìn)度，分階段實(shí)施，并對相關(guān)問題展開研究。 5、利用有限元分析軟件ANSYS對懸浮力進(jìn)行仿真計(jì)算。
畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論文） 開 題 報(bào) 告
指導(dǎo)教師意見：
1．對“文獻(xiàn)綜述”的評語：
通過文獻(xiàn)綜述，該生對機(jī)身機(jī)翼對接接頭國內(nèi)外研究現(xiàn)狀有了較基本的認(rèn)識，下一步繼續(xù)努力通過CATIA和Ansys軟件對對機(jī)身機(jī)翼對接接頭進(jìn)行建模分析研究。
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2．對本課題的深度、廣度及工作量的意見和對設(shè)計(jì)（論文）結(jié)果的預(yù)測：
本課題深度和工作量適中，具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值，相信通過該生對機(jī)身機(jī)翼對接接頭的有限元分析，在飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)對對接接頭設(shè)計(jì)時(shí)具有一定的參考價(jià)值。
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3.是否同意開題：√ 同意 □ 不同意
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???????????????????????????????????? ??指導(dǎo)教師：??????????????
???????????????????????????????????????? 2016 年?? 03 月?? 08 日
所在專業(yè)審查意見：
同意
???????????????????????????????????????? 負(fù)責(zé)人：??????????????
?????????????????????????????????????????? 2016 年??? 03 月?? 09 日
美國飛機(jī)工業(yè)協(xié)會科技2014-1529
美國飛機(jī)工業(yè)協(xié)會科技
1月13至17年，馬里蘭州國家港口
第五十五屆美國飛機(jī)工業(yè)協(xié)會/美國機(jī)械工程師協(xié)會/美國土木工程師協(xié)會/美國直升飛機(jī)協(xié)會/ 高級科學(xué)計(jì)算機(jī)的結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)動力學(xué)，材料會議
概率損傷容限分析的序列重要性抽樣
基思戟*和勒魯瓦M(jìn).菲茨沃特?
波音飛機(jī)公司，芝加哥，伊利諾斯，60605
概率損傷容限分析由一個(gè)不確定的方法來評估一個(gè)維修策略的損傷容限的結(jié)構(gòu)部件受退化，如疲勞裂紋。在這種方法中，進(jìn)行了一個(gè)維護(hù)策略的分析，以確定是否保持指定的安全級別，作為測量由單一飛行的概率的故障，并預(yù)測未來的維修。描述了一種通過飛行服務(wù)生命飛行所得的采樣方法，并對模型進(jìn)行了修正，可以很容易地估計(jì)出故障的單次飛行概率。通過實(shí)例表明，該方法可以匹配的直接采樣蒙特卡洛模擬的結(jié)果，這些結(jié)果相比，一個(gè)流行的軟件包。此外，這種方法的靈活性，證明通過求解一個(gè)擴(kuò)展版本的問題，是更現(xiàn)實(shí)的和不能解決使用目前可用的軟件。
命名
CDF
DS
= 累積分布函數(shù)
= 直接采樣
FH
= 飛行小時(shí)
IS
= 重要性抽樣
MC
= 蒙特卡洛
PDTA
POD
PF
= 概率損傷容限分析
= 檢測概率
= 粒子濾波
PROF
SFPOF
= 骨折概率（戴頓大學(xué)研究院軟件）
= 單一飛行故障概率
Ⅰ 簡介
概率破壞公差分析(PDTA)涉及維護(hù)策略的評估航空航天結(jié)構(gòu)受疲勞裂紋而將各種量表示為隨機(jī)變量,而不是傳統(tǒng)的確定性方法破壞公差分析。在第二部分評審PDTA問題。在以前work1本文的作者提出了一個(gè)直接抽樣(DS)蒙特卡羅(MC)方法單一飛行失效概率的估計(jì)(SFPOF)組件受疲勞裂紋可能會或可能不會包括未來安排檢驗(yàn)。結(jié)果表明,一個(gè)受歡迎的PDTA工具稱為Fracture2概率,或PROF,傾向于高估SFPOF例如文檔的問題。雖然DS MC程序是有效的,但它是低效的,因?yàn)樗弥苯虞斎腚S機(jī)變量的抽樣估計(jì)的概率出現(xiàn)罕見的事件。MC常規(guī)的結(jié)果,而耗費(fèi)時(shí)間,可用于驗(yàn)證其他方法由于DS MC背后的邏輯是很容易防守。DS MC常規(guī)第三章總結(jié)了。
序貫重要性采樣3 PDTA問題提出方法。傳統(tǒng)的重要性抽樣(是)需要增加抽樣的樣本空間的一部分將有助于更快的收斂的MC估計(jì)。序貫重要性采樣的擴(kuò)展是一個(gè)持續(xù)的進(jìn)程或時(shí)間序列。這種方法是一種粒子濾波(PF)——注意PF縮寫是引用中使用這種方法,詳細(xì)討論了在第四節(jié)。V節(jié)幾個(gè)PDTA問題描述和使用討論解決方法。PDTA PF方法是非常靈活的,可以解決更復(fù)雜的版本的PDTA問題;這是在第六部分通過描述和解決一個(gè)擴(kuò)展示例問題,允許更多的現(xiàn)實(shí)主義關(guān)于后裂紋修復(fù)的行為。最后,發(fā)現(xiàn)第七節(jié)和結(jié)論進(jìn)行了總結(jié)。
II PDTA問題說明
本文的分析僅限于特定的表征PDTA問題;專門PROF所描述的軟件的問題(盡管一個(gè)擴(kuò)展是在第六節(jié))。這個(gè)問題范圍定義如下:
l 0秒時(shí)存在缺陷,這是一個(gè)隨機(jī)變量的大小
l 斷裂韌性是一個(gè)隨機(jī)變量
l 裂紋擴(kuò)展是一個(gè)確定性的函數(shù)運(yùn)行的飛行小時(shí)
l 歸一化應(yīng)力強(qiáng)度是一個(gè)確定性的裂紋長度的函數(shù)
l 最大作用應(yīng)力/飛行是獨(dú)立于flight-to-flight和遵循概率分布
l 裂紋大小、斷裂韌性和最大作用應(yīng)力/飛行是相互獨(dú)立
這種分析的目標(biāo)是為每個(gè)航班估計(jì)SFPOF壽命和裂紋檢測的概率估計(jì)(PCD)為每個(gè)安排檢查。SFPOF使用以下定義:
對于單個(gè)組件,單航班(SFPOF)的故障概率,對指定的未來飛行,結(jié)構(gòu)失效的概率會發(fā)生在指定的飛行,考慮到結(jié)構(gòu)幸存了下來,飛行和允許恢復(fù)或執(zhí)行預(yù)防性維護(hù)之前飛行。SFPOF提出如下方程澄清解釋。每個(gè)飛行是一個(gè)離散事件的組件要么生存要么它會失敗。假設(shè)是飛行的失敗,代表補(bǔ)充飛行(生存),飛行的興趣。事件之前,所有航班生存和感興趣的飛行失敗
這是書面的概率
這不是SFPOF,相反,SFPOF感興趣的飛行失敗的概率是給定前一航班的生存。指出生存或失敗的后續(xù)航班不是獨(dú)立的,得到如下:
在上面的方程SFPOF是第二個(gè)因素。以下方程利用DS MC常規(guī):
PROFv3.1使用故障率計(jì)算SFPOF方法。根據(jù)PROF手冊《故障率函數(shù)…被定義為生命的條件概率密度時(shí),考慮到結(jié)構(gòu)歷經(jīng)時(shí)間t》。這是一個(gè)連續(xù)時(shí)間的解釋,而不是一個(gè)序列的表示的航班為一系列離散的事件。PROF的做法是不被認(rèn)為是這項(xiàng)工作從理論的角度來看,相反,只是PROF的結(jié)果比直接抽樣方法。這是一個(gè)連續(xù)時(shí)間的解釋,而不是一個(gè)序列的表示的航班為一系列離散的事件。PROF的做法是不被認(rèn)為是這項(xiàng)工作從理論的角度來看,相反,只是PROF的結(jié)果比直接抽樣方法。
最明確、直觀的方法來計(jì)算生命周期flight-by-flight SFPOF是模擬,只有移動到下一個(gè)航班上使用壽命如果當(dāng)前飛行。當(dāng)故障發(fā)生時(shí),停止試驗(yàn),因此所有故障發(fā)生后生存——即之前的航班。,對于飛行t這是事件SFPOF可以使用上面的公式計(jì)算的任何飛行壽命提供有足夠數(shù)量的試驗(yàn)。這種方法是描述在下一節(jié)中,其中一些額外的細(xì)節(jié)關(guān)于概率破壞公差分析。
III 直接采樣(DS)蒙特卡羅(MC)方法
估計(jì)的SFPOF對應(yīng)于上述定義可以通過反復(fù)模擬結(jié)構(gòu)特征的生命周期和觀察第一次失敗。每個(gè)生命周期由一個(gè)MC審判。在每個(gè)試驗(yàn)中生成必要的變量是直接從各自的概率分布和整個(gè)生命周期模擬flight-by-flight直到失敗是觀察。例如,如下幾個(gè)試驗(yàn)將繼續(xù)進(jìn)行。
l 試驗(yàn)1:飛行1幸存,飛行2幸存…飛行6544幸存,飛行6544失敗
l 試驗(yàn)2:飛行1幸存,飛行2幸存…飛行5212幸存,飛行5213失敗
l 試驗(yàn)3:飛行1幸存,飛行2幸存…飛行7104幸存,飛行7105失敗
SFPOF可以估計(jì)任何選定航班給予足夠的MC常規(guī)的試驗(yàn)。假設(shè)有試驗(yàn),是飛行感興趣的n,是失敗的第一次飛行t試驗(yàn),r1是一個(gè)指標(biāo)函數(shù)i和I,等于1時(shí),聲明是真的,否則0。SFPOF是首次失敗飛行試驗(yàn)的比例除以生存飛行t的比例,或
三個(gè)隨機(jī)變量是參與解決PDTA問題使用這種方法:初始裂紋長度a0,斷裂韌性kc,每個(gè)航班的最大作用應(yīng)力, σmax、a0和kc是每個(gè)常數(shù)未知但不改變flight-to-flight在審判。一個(gè)獨(dú)立于從flight-to-flight flight-to-flight和其值的變化。因此在每次試驗(yàn)中單個(gè)值的a0,kc的單個(gè)值,一個(gè)值的σmax飛行必須生成的使用壽命。
此外,可能會有安排檢查在使用壽命(假設(shè)檢驗(yàn)時(shí)間提前設(shè)置)。在每個(gè)試驗(yàn)中裂紋長度是已知的,包括檢查的時(shí)候。檢測概率(POD)曲線是利用——指定檢驗(yàn)方法的能力——確定的概率發(fā)現(xiàn)裂紋。在給定的檢驗(yàn),如果裂紋尺寸a,發(fā)現(xiàn)裂紋和修復(fù)的概率圓莢體(a)。來確定裂紋試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn),生成Bernoilli隨機(jī)變量(即有偏見的硬幣翻轉(zhuǎn))。如果發(fā)生維修然后生成一個(gè)新的裂紋大小a0,這次從修復(fù)的初始裂紋尺寸分布、MC試驗(yàn)仍在繼續(xù)。如果沒有找到另一方面裂縫,裂縫的長度a試驗(yàn)仍在繼續(xù)。流程圖為單個(gè)試驗(yàn)的DS MC常規(guī)。
III-1 -直接抽樣蒙特卡羅程序
上面描述的DS MC常規(guī)相當(dāng)緩慢的收斂,因?yàn)樘囟ǖ奈磥響?zhàn)斗的失敗是一種罕見的事件。如果沒有檢查的重要性抽樣修改上面的可以使用,這樣收斂迅速發(fā)生。在下一節(jié)中討論,討論仍在部分V。
IV 序貫重要性采樣方法(即粒子濾波)
在IS中,樣本空間的部分最感興趣的是取樣更頻繁。在MC方法獲得無偏估計(jì),計(jì)算每個(gè)樣本的重要性權(quán)重值。不尋常的采樣點(diǎn)越多,降低體重。與MC DS估計(jì)獲得通過算術(shù)平均每個(gè)樣本的估計(jì)。是,利用加權(quán)平均代替。之前的討論。這不是一個(gè)完整的治療和純粹是為了指出相關(guān)的方面。讓x1,x2 ....xn ，n獨(dú)立同分布(先驗(yàn)知識)從一個(gè)分布密度f(x)。那么x的期望是:
在許多情況下可以更高效的如果有增加模擬抽樣在某些特定地區(qū)。這是通過利用抽樣分布g(x),而不是實(shí)際分布f(x),抽樣分布的選擇,這樣的支持是相同的(f(x)和g(x)可以產(chǎn)生相同的值),g(x)是重的密度比f(x)在該地區(qū)的利益。假設(shè)i.i.d.樣本的大小n從密度分布g(x)。被定義為的權(quán)重函數(shù)
在這種情況下,(公正)X期望是:
注意,一個(gè)國家可能是由多個(gè)隨機(jī)變量表示。在PDTA問題狀態(tài)是由斷裂韌性kc和裂紋長度a。實(shí)際和采樣聯(lián)合分布fa,kc(x,y)和ga,kc(x,y)。這種并發(fā)癥并不困難,因?yàn)閍 和kc是獨(dú)立的(更多內(nèi)容見下文)。
IS的擴(kuò)展可能是用于一個(gè)演進(jìn)的過程。在序貫重要性采樣方法——或PF方法獲得的初始狀態(tài)可能通過DS或。在這種方法中每個(gè)樣本被稱為一個(gè)粒子,因此每個(gè)粒子是一個(gè)向量的參數(shù)定義粒子。每個(gè)粒子的參數(shù)之一是重量。每個(gè)粒子的重量可以隨時(shí)間變化的證據(jù)是觀察和在這種方法中權(quán)重的總和必須通過規(guī)范化管理,他們總是和一個(gè)。
更正式,模型的狀態(tài)是由x0,x1,……xt,t是當(dāng)前飛行和每個(gè)x是一組向量值粒子,每個(gè)指定的模型參數(shù)值。一般參數(shù)組成狀態(tài)是不明顯的。這個(gè)過程必須一階馬爾可夫過程,這樣下一個(gè)狀態(tài)只依賴當(dāng)前狀態(tài)。這可以寫除了可能存在可觀測量y0,y1,....yt,與xs有關(guān)。觀察y是條件獨(dú)立假設(shè)x是已知的當(dāng)前狀態(tài)。結(jié)果;也就是說,yt只取決于xt。在任何時(shí)間t的一組n粒子加權(quán)表示當(dāng)前狀態(tài)的近似分布考慮到以前的觀測, 。每個(gè)粒子的權(quán)重wi代表每個(gè)粒子代表真正的底層的相對可能性狀態(tài),和。
PDTA這個(gè)實(shí)現(xiàn)的問題,單個(gè)粒子為裂紋長度由價(jià)值a,kc斷裂韌度值和一個(gè)重要性重量w。也就是說,粒子Xi向量值: 。國家的進(jìn)化從flight-to-flight一階馬爾可夫由于裂紋長度和斷裂韌性在下次飛行只取決于這些值為當(dāng)前飛行。SFPOF失敗的概率是生存的利益,因此在每個(gè)航班的調(diào)整權(quán)重來反映失敗之前并沒有發(fā)生。為此,在每個(gè)飛行模型條件生存之前的航班,包括一個(gè)可觀測量yt飛行t的代表生存。這空調(diào)是一個(gè)貝葉斯規(guī)則的應(yīng)用。模型通過使用壽命flight-by-flight,利用貝葉斯規(guī)則更新粒子權(quán)重反映了證據(jù)表明前飛行t - 1幸存下來,即yt-1=TRUE. 這些粒子有一個(gè)相對較高的失效概率在前面飛行不太可能代表真相,因?yàn)闆]有發(fā)生故障。注意,失敗并不顯式地發(fā)生在PF常規(guī);相反,每個(gè)航班的失效概率計(jì)算,隨后有人斷言失敗不會發(fā)生(調(diào)整重要性權(quán)重結(jié)果)。表明,這種生存條件收益率SFPOF結(jié)果可比性的DS MC常規(guī)也明確模擬故障(利用降低樣本大小來反映之前發(fā)生一些故障)。
有幾個(gè)發(fā)行版之一必須能夠樣本為了利用這種方法。首先,必須能夠生成初始狀態(tài)x0,通常提出的一些問題因?yàn)榉奖惴植嫉募彝タ梢赃x擇每個(gè)隨機(jī)變量來表示。接下來,過渡分布,需要,它定義了如何演變從一個(gè)飛往下一個(gè)狀態(tài)。PF過渡通常是隨機(jī)分布,但它可能是確定的。最后,一個(gè)必須能夠計(jì)算可能性分布、,可觀測變量的可能結(jié)果的概率(s)在時(shí)間給定狀態(tài)的時(shí)間t。
在PROF-style PDTA分析,從flight-to-flight過渡是決定性的,因?yàn)榇_定性假設(shè)裂紋增長,因?yàn)閗c是未知常數(shù)從flight-to-flight認(rèn)為是不變的。最后,每個(gè)航班的可觀測變量的生存,因此yt∣xt是一個(gè)布爾值隨機(jī)變量,必須能夠計(jì)算單個(gè)航班的生存概率給定的當(dāng)前狀態(tài)。這是在下面討論。
粒子的集合是一個(gè)近似n的聯(lián)合分布對于任何飛行t。因此這組可以用來估計(jì)任何數(shù)量的興趣是a0的函數(shù)或kc,如SFPOF或纖毛運(yùn)動。方法本質(zhì)上是由計(jì)算每個(gè)粒子的估計(jì)如果a0的值和kc粒子是真理,和隨后采取加權(quán)平均(根據(jù)重要性權(quán)重w)獲得MC的估計(jì)。金剛石是低于SFPOF的計(jì)算和詳細(xì)的單粒子,后來一個(gè)例子顯示了粒子濾波PDTA運(yùn)行n = 3粒子組成。
記得,對于一個(gè)給定的飛行感興趣的變量是裂紋長度、a,斷裂韌性,kc,每飛行最大作用應(yīng)力, σmax,歸一化應(yīng)力強(qiáng)度,k/σ (這是一個(gè)確定性的函數(shù)裂紋長度)。注意假設(shè)裂紋擴(kuò)展的程度在一個(gè)航班可以忽略不計(jì)。飛行中a,kc是已知的(如計(jì)算給定粒子)的情況下,失敗的概率,飛行很容易獲得,如下所示。注意,在這種分析粒子失敗有兩種方法:
l K>Kc
? 應(yīng)力強(qiáng)度超過斷裂韌性
? 首選的失效模式
? 最大應(yīng)力強(qiáng)度的值是飛行的興趣,所以經(jīng)常寫成kc
l a>ac
? 裂紋長度超過臨界裂紋長度,ac
? 不可取的失效模式,因?yàn)檫@通常表示確定性損傷公差分析提供輸入是不完整的
? 這包括失效模式的必要性,因?yàn)檩斎肫茐墓罘治霰肀仨氂幸粋€(gè)終點(diǎn),除了沒有k/σ提供數(shù)據(jù)
畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文）大 綱
設(shè)計(jì)(論文)題目： 機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)數(shù)值分析
學(xué)生姓名：
?！ I(yè)：
所在學(xué)院：
指導(dǎo)教師：
職 稱：
摘要
第一章 本文研究目的
研究背景與研究目的、飛機(jī)的發(fā)展歷程簡介
第二章 機(jī)翼機(jī)身鏈接形式設(shè)計(jì)構(gòu)思
機(jī)翼與機(jī)身的連接形式.、連接件的設(shè)計(jì)構(gòu)思、連接件的受力特性分析
第三章 飛機(jī)型號選型
結(jié)構(gòu)簡介、機(jī)翼的分析模型設(shè)計(jì)。機(jī)身結(jié)構(gòu)、連接件的設(shè)計(jì)
利用ansys軟件有限元的分析與網(wǎng)格劃分，計(jì)算結(jié)果分析
第四章 產(chǎn)品結(jié)構(gòu)方案優(yōu)化
接頭結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu)化，安全系數(shù)確認(rèn)原則，接頭載荷的確認(rèn)，結(jié)構(gòu)參數(shù)的分析與影響，優(yōu)化分案的有限元分析。
第五章 改進(jìn)型方案設(shè)計(jì)
橫梁與機(jī)身連接件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，改進(jìn)方案結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計(jì)，改進(jìn)方案的有限元應(yīng)力分析，優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與改進(jìn)結(jié)構(gòu)產(chǎn)品方案對比分析
第六章 本文的總結(jié)與未來展望
第七章 參考文獻(xiàn)
第八章 致謝
畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文）
題 目： 飛機(jī)機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及分析
學(xué)生姓名
二級學(xué)院
班 級
提交日期
目錄
目錄
摘 要 III
Abstract IV
1 緒論 1
1.1工程背景與研究目的和意義 1
1.2本文主要的研究內(nèi)容 3
2 飛機(jī)機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)形式 5
2.1機(jī)翼機(jī)身的對接設(shè)計(jì) 5
2.2機(jī)身側(cè)邊對接時(shí)機(jī)身的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和對接接頭形式 5
2.3有中央翼通過時(shí)機(jī)翼機(jī)身的對接設(shè)計(jì) 8
2.4變后掠機(jī)翼機(jī)身對接 11
3 基于catia軟件對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)三維建模 12
3.1計(jì)算機(jī)輔助軟件catia介紹 12
3.2 機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)三維模型建立 12
3.2.1用CATIA軟件對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模 12
3.2.2計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)模型簡單分析 13
4 基于ansys軟件對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析 16
4.1計(jì)算機(jī)輔助工程軟件ANSYS介紹 16
4.2機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)有限元分析 16
4.2.1前處理 16
4.2.2材料參數(shù)設(shè)置 17
4.2.3網(wǎng)格劃分 19
4.2.4邊界條件設(shè)定及加載 21
4.2.5機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)ansys后處理 22
5 結(jié)論與體會 28
5.1結(jié)論 28
5.2體會 28
參考文獻(xiàn) 29
致謝 30
II
機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)數(shù)值分析
摘 要
隨著科技發(fā)展和社會進(jìn)步，飛機(jī)行業(yè)的發(fā)展逐年遞增，隨著行業(yè)的發(fā)展，對飛機(jī)設(shè)計(jì)的研究也逐步加深。機(jī)翼是飛機(jī)重要組成部分，機(jī)翼機(jī)身對接也是目前比較重要的研究課題，這個(gè)環(huán)節(jié)在整個(gè)飛機(jī)設(shè)計(jì)中起到關(guān)鍵作用，其設(shè)計(jì)的好壞嚴(yán)重關(guān)系到飛機(jī)飛行性能和飛行安全，本文首先詳細(xì)的介紹了飛機(jī)機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)及受力特點(diǎn)，然后應(yīng)用catia軟件對其進(jìn)行了三維模型建模，最后應(yīng)用ansys軟件進(jìn)行了有限元建模及分析，結(jié)果顯示最大等效應(yīng)力和變形量滿足工程應(yīng)用要求。
因?yàn)楸敬握撐闹薪＼浖atia和有限元分析軟件ansys的使用，所以能夠使我們對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)的模型和機(jī)翼的變形量以及受力分析有了更加直觀的認(rèn)識及了解。
關(guān)鍵字：機(jī)身機(jī)翼對接接頭、三維建模、有限元分析
Numerical analysis of wing fuselage docking structure
Abstract
Science and technology development, social progress, the development of the aircraft industry is increasing year by year, with the development of the industry, the research on aircraft design is gradually deepening. Wing is one of the important parts of aircraft, wing fuselage connection is currently more important research topic, this link in the aircraft design to a key role, its design is good or bad, seriously relationship to aircraft flight performance and flight safety. Firstly, this paper detailed introduced flying wing aircraft fuselage connection structure and mechanical characteristics, and application software of CATIA three-dimensional modeling of the, finally the application of ANSYS software of finite element modeling and analysis, results show that the maximum equivalent should force and deformation meet the requirements of engineering applications.
Because the use of the modeling software CATIA and finite element analysis software ANSYS, so to enable us to fuselage wing docking structure model and wing deformation and stress analysis with more intuitive understanding and the understanding.
Key words: fuselage wing butt joint, 3D modeling, finite element analysis
第1章 緒論
1 緒論
1.1工程背景與研究目的和意義
19世紀(jì)50年代法國的吉法德進(jìn)行一項(xiàng)研究并且成功的發(fā)明了飛機(jī)的前身—軟式飛艇。
通過之后的實(shí)踐證明軟式飛艇還是有問題的。后來就在想從的氣囊的里面進(jìn)行穩(wěn)固這就發(fā)展成了半硬式飛艇。幾年后，又有一位聰明的愛好者用木質(zhì)材料制作了一個(gè)外部支架，同時(shí)將氣囊綁在支架內(nèi)，以此保證外部結(jié)構(gòu)不變形，這就是硬式飛艇。這類的硬式飛艇利于飛艇的運(yùn)輸。到了19世紀(jì)80年代德國的兩位工程師一起發(fā)明了一個(gè)機(jī)器—汽油發(fā)動機(jī)。
多年以后，一位名叫齊柏林的創(chuàng)造出了當(dāng)時(shí)最新型的飛艇，我們稱之為硬式飛艇。這類飛艇的氣囊外形不僅美觀實(shí)用而且還被非常好的固定同時(shí)又用了當(dāng)時(shí)非常先進(jìn)的動力源。20世紀(jì)齊柏林駕駛著他創(chuàng)造出的硬式飛艇成功的完成了試飛，在世界上引起了極大的轟動。20世紀(jì)初，一種新型并且非常實(shí)用的飛艇被法國的一對兄弟創(chuàng)造了出來。這類飛艇在第一次試飛時(shí)就飛躍了61公里，在飛艇的進(jìn)程上完成了重要的跨越。
從此之后，飛艇進(jìn)入了快速發(fā)展的時(shí)期，不僅在交通運(yùn)輸上占一定地位而且在軍事方面也得到了廣泛應(yīng)用比如：英、德、蘇等強(qiáng)國相繼組建了一支支飛艇部隊(duì)并且投入到了實(shí)戰(zhàn)中還獲得了極大的成功。例如：在20世紀(jì)初的意土戰(zhàn)爭中意大利率先派出了軍用飛艇進(jìn)行偵察了與最轟炸，最后土耳其戰(zhàn)敗意大利獲得了勝利；20世紀(jì)初期，德國派出了飛艇對法國的重要城市列日進(jìn)行了大規(guī)模的轟炸最后法國戰(zhàn)敗德國取得了勝利；一年以后，在第二次世界大戰(zhàn)中德國又出動飛艇對當(dāng)時(shí)的強(qiáng)國英國倫敦進(jìn)行了轟炸造成了多人傷亡，并且毀壞了大量的建筑。
在運(yùn)輸方面，德國于20世紀(jì)初在法蘭克福與杜塞爾多夫之間建立了一條定期飛艇空中航線。正是因?yàn)轱w艇的發(fā)展才有了后來萊特兄弟發(fā)明的飛機(jī)。
飛機(jī)的快速發(fā)展幾乎是由美國、蘇聯(lián)帶著發(fā)展，核心技術(shù)掌握的內(nèi)容各不相同，行業(yè)的競爭僅僅局限在兩國軍事上的競爭，促進(jìn)了翼身融合、自適應(yīng)機(jī)翼、一體化設(shè)計(jì)等一系列先進(jìn)航空技術(shù)的產(chǎn)生和發(fā)展。當(dāng)然在機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局和機(jī)身機(jī)翼對接設(shè)計(jì)等許多方面也各持不同的方式比如：
（1）在結(jié)構(gòu)上美國采用多墻厚蒙皮結(jié)構(gòu)而蘇聯(lián)多采用的是多長桁、多肋梁式的結(jié)構(gòu)；
（2）美式連接接頭處交點(diǎn)數(shù)多于蘇聯(lián)，蘇聯(lián)的傳力比美式更加集中；
（3）美國在飛機(jī)機(jī)翼機(jī)身的對接螺栓的放置上多采用的水平放置方式； 而蘇聯(lián)多采用豎直的放置方式；
（4）美國式飛機(jī)的對接接頭與蘇聯(lián)相比不笨重， 能夠減少加工時(shí)間， 減少材料的浪費(fèi)， 而且工藝性較好；
（5）蘇聯(lián)設(shè)計(jì)時(shí)由于接頭少的原因而造成連接結(jié)構(gòu)的傳力大，因此對加工有很高要求； 而美國飛機(jī)在這個(gè)地方的要求沒有那么嚴(yán)格；
（6）蘇聯(lián)在機(jī)身機(jī)翼接頭設(shè)計(jì)上比美國更加重視綜合性能的設(shè)計(jì)，而美國比蘇聯(lián)的飛機(jī)有更好的工藝性同時(shí)也更加便于維護(hù)。
對于薄翼，即相對厚度小于0.45時(shí)，沒事飛機(jī)的結(jié)構(gòu)布局比較合理，對于降低結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)重量、改善工藝、減少裝配難度、提高互換性和飛行的安全性都有著較大的優(yōu)勢。蘇聯(lián)后續(xù)的飛機(jī)在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中不斷地吸收美式飛機(jī)優(yōu)點(diǎn)的現(xiàn)象日趨明顯。
我國的早起飛機(jī)都是按靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)的，對結(jié)構(gòu)受力的關(guān)鍵件普遍采用高強(qiáng)度鋼材料。高強(qiáng)度鋼具有斷裂韌性底、裂紋礦長速率大的特性，從而使得結(jié)構(gòu)抗疲勞斷裂能力差。就機(jī)翼機(jī)身對接接頭而言，機(jī)翼梁架勢布局導(dǎo)致結(jié)構(gòu)傳力相當(dāng)集中，為減輕結(jié)構(gòu)重量，提高飛行性能，選用的材料必須是高強(qiáng)度鋼，但總體結(jié)構(gòu)布局和氣動外形又不允許接頭結(jié)構(gòu)有大的改變，也正是因?yàn)閲庠跈C(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)上積累了大量的經(jīng)驗(yàn)，通過對他們的連接結(jié)構(gòu)等各方面進(jìn)行分析，所以對中國飛機(jī)的設(shè)計(jì)研究帶來重要的意義，同時(shí)促進(jìn)了我國飛機(jī)的發(fā)展。
隨著時(shí)代的發(fā)展，飛機(jī)不止應(yīng)用于運(yùn)輸和軍事，越來越多的應(yīng)用于我們的生活中。不管是戰(zhàn)爭時(shí)代的戰(zhàn)機(jī)還是今天的載客客機(jī)，機(jī)身機(jī)翼結(jié)構(gòu)的可靠性一直是飛機(jī)研發(fā)的重點(diǎn)，在早期的飛機(jī)設(shè)計(jì)中由于飛機(jī)速度低，機(jī)動過載小，結(jié)構(gòu)疲勞問題不是主要的，為保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全可靠，一般憑經(jīng)驗(yàn)規(guī)定一個(gè)安全系數(shù)，用這個(gè)安全系數(shù)乘以使用彩盒得到的設(shè)計(jì)載荷，以此載荷進(jìn)行結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析和試驗(yàn)，并規(guī)定結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不得低于結(jié)構(gòu)的實(shí)際工作應(yīng)力。這種對結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度進(jìn)行計(jì)算分析的方法一直沿用到今天，通過幾十年的實(shí)踐的檢驗(yàn)，證明了其可行性，但也漸漸暴露出了一些弊端。實(shí)際上無論是外載荷還是結(jié)構(gòu)強(qiáng)度都存在著一個(gè)散布度，安全系數(shù)應(yīng)當(dāng)反映結(jié)構(gòu)的可靠度，不同結(jié)構(gòu)、同一結(jié)構(gòu)不同部位的完全系數(shù)不同，由此結(jié)構(gòu)可靠性安全系數(shù)得以產(chǎn)生和發(fā)展。隨著計(jì)算機(jī)的產(chǎn)生，越來越多的計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)及計(jì)算機(jī)輔助分析相關(guān)內(nèi)容被帶入了飛機(jī)行業(yè)的研發(fā)中，在當(dāng)今社會，人們對科技的要求越來越高，對飛機(jī)的安全性越來越重視，那么利用計(jì)算機(jī)輔助完成飛機(jī)分析就變得更有意義。
將尾翼、起落架、機(jī)翼等多種零件通過各種連接接頭拼成的一個(gè)完整的整體，這個(gè)整體就是機(jī)身。在所有連接設(shè)計(jì)中，機(jī)翼機(jī)身的連接設(shè)計(jì)在整個(gè)飛機(jī)連接設(shè)計(jì)中都有著舉足輕重的地位。這是由于在機(jī)冀與機(jī)身的對接構(gòu)件不僅互相之間有連接關(guān)系同時(shí)還和其他部位的許多構(gòu)件存在連接關(guān)系，所以這些結(jié)構(gòu)的情況比較復(fù)雜同時(shí)還因?yàn)橛卸嘀貍髁β肪€所以很難得到準(zhǔn)確同時(shí)完整的結(jié)果，且在構(gòu)件中的一些連接部位與連接元件比較容易疲勞開裂。因此，設(shè)計(jì)時(shí)要考慮到連接部位的受力合理：在制造、裝配等各方面的工藝性好同時(shí)便于檢測和維護(hù)，除了保證強(qiáng)度外，關(guān)鍵件的耐久性的設(shè)計(jì)還必須到達(dá)必要的具體指標(biāo)，同時(shí)盡量減輕結(jié)構(gòu)的重量。為此與設(shè)計(jì)有關(guān)的各關(guān)方面都需要隨時(shí)進(jìn)行協(xié)商與探討，以達(dá)到最滿意的效果。連接設(shè)計(jì)包括以下內(nèi)容：接頭的位置、接頭的配合間隙與容差、接頭的構(gòu)造形式等。對所有的方案必須是準(zhǔn)確且經(jīng)過充分的計(jì)算的，對關(guān)鍵件要重點(diǎn)比較以及必要的可靠性分析來完成的試驗(yàn)。本文采用實(shí)體三維建模和有限元方法，對飛機(jī)的機(jī)翼在建模軟件CATIA和有限元分析軟件ANSYS下計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了評價(jià)，而CATIA和ANSYS在各項(xiàng)領(lǐng)域發(fā)揮著至重要的作用，正是因?yàn)檫@次畢設(shè)，才有幸接觸到這兩個(gè)非常重要的軟件并且能夠熟練的運(yùn)用這兩個(gè)軟件，相信在未來的學(xué)習(xí) 以及工作中都能運(yùn)用到，能在其他一般的畢業(yè)生中脫穎而出。
1.2本文主要的研究內(nèi)容
本次設(shè)計(jì)的課題是飛機(jī)的機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)及分析，主要目的是讓我提高自身的學(xué)習(xí)能力，拓寬我們學(xué)習(xí)的視野，不僅僅把目光停留在課本上，還要結(jié)合實(shí)踐，能夠自己查閱各類書籍和相關(guān)知識并運(yùn)用到設(shè)計(jì)中去。通過這次的畢設(shè)認(rèn)識到了自己在知識儲備上的不足，在今后的學(xué)習(xí)及工作中還需要多多學(xué)習(xí)各方面的知識，當(dāng)然這不僅是僅僅局限在書本上，還需要結(jié)合實(shí)際，只有這樣才能更好的提升自己。
本文研究的主要內(nèi)容是飛機(jī)機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)及分析，因此我會對本課題的發(fā)展做一個(gè)全面的查詢，并對本課題的研究的意義以及對飛機(jī)機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡單的介紹，讓我們對本課題有一個(gè)基本的認(rèn)識。再使用CATIA軟件進(jìn)行三維建模，最后使用ANSYS軟件對該模型進(jìn)行有限元分析，得出結(jié)論。
簡單來說，本文的主要研究內(nèi)容是：
第1章 工程背景以及研究目的
第2章 了解機(jī)身機(jī)翼對接形式
第3章 使用CATIA軟件對飛機(jī)機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)的進(jìn)行三維建模
第4章 對三維模型用有限元軟件ANSYS進(jìn)行有限元分析
第5章 對用ANSYS軟件分析出來的結(jié)果進(jìn)行分析并得出結(jié)論
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第2章 飛機(jī)機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)形式
2 飛機(jī)機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)形式
2.1機(jī)翼機(jī)身的對接設(shè)計(jì)
機(jī)翼與機(jī)身的對接形式如圖2.1所示，機(jī)翼與機(jī)身的對接可分為有機(jī)翼通過機(jī)身與左機(jī)翼連于機(jī)身和機(jī)翼通過機(jī)身與右機(jī)翼連于機(jī)身兩種形式；在機(jī)翼通過時(shí)又分為整個(gè)中央翼翼盒通過或只有幾根翼梁通過兩種。
圖2.1機(jī)翼機(jī)身對接機(jī)構(gòu)
2.2機(jī)身側(cè)邊對接時(shí)機(jī)身的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和對接接頭形式
（1）接頭數(shù)量
圖2.2所示為殲-7機(jī)翼與機(jī)身是通過多個(gè)個(gè)接頭連接：前梁、主梁、油箱隔板梁等多個(gè)連接結(jié)構(gòu)連接而成。
（2）接頭設(shè)計(jì)
為傳遞力一般可安排一個(gè)接頭傳遞給機(jī)身，如圖2.3，圖2.4為幾個(gè)帶有固接接頭的加強(qiáng)框，圖2.5中兩架飛機(jī)，由于機(jī)翼機(jī)身要圓滑過渡，因此對接框在連接處的高度可大于機(jī)翼腹板的原有高度，所以此對接框會比較輕。
圖2.2殲-7 機(jī)翼與機(jī)身的連接
圖2.3 后掠機(jī)翼梁的連接
圖2.4 機(jī)身加強(qiáng)框上有固接接頭
圖2.5 薄翼與機(jī)身對接情況
（3）機(jī)翼在機(jī)身側(cè)邊連接時(shí)的接頭形式
圖2.6為機(jī)翼在機(jī)身側(cè)邊連接時(shí)的幾種接頭形式，圖2.6(a)所示的耳片垂直、螺栓水平放置的接頭在傳剪力、彎矩時(shí)螺栓均為受剪，對提高連接件的疲勞強(qiáng)度有利，在很多低速、小飛機(jī)上常采用這種形式，圖2.6(b)為水平耳片連接，螺栓垂直放置；在圖2.2中的接頭II是上述耳片接頭(b)、(e)的綜合，傳彎、剪時(shí)螺栓均受剪，且因傳剪時(shí)耳片不需受局部彎曲、增大接頭有效間距；但在加工與裝配方面比較困難；圖2.6(c)中的接頭，耳片帶斜度；圖2.6(d)中的螺樁式連接是F-104的機(jī)翼—機(jī)身對接接頭，在對接框上伸出4個(gè)水平螺柱；圖2.6(f)，(g)均為傳遞剪力的鉸接接頭。
圖2.6連接接頭的幾種形式
2.3有中央翼通過時(shí)機(jī)翼機(jī)身的對接設(shè)計(jì)
(1)機(jī)冀和機(jī)身框各自獨(dú)立時(shí)的對接
從原則上說帶中央翼的機(jī)翼靠四個(gè)鉸接接頭就能將機(jī)翼的剪力、扭矩和反對稱彎矩傳給機(jī)身，圖2.7和圖2.8為機(jī)翼和機(jī)身各自獨(dú)立的連接。圖2.7為波音-707的翼身對接，機(jī)翼以嵌入形式插到前、后兩個(gè)對接框之間，通過四個(gè)空心銷將機(jī)翼前、后梁與框?qū)?。圖2.8是銷典型的鉸接接頭，既簡單，又易于安裝。這種設(shè)計(jì)允許冀梁與框各自獨(dú)立變形，因此自由轉(zhuǎn)動的機(jī)翼在彎曲時(shí)對框的影響與作用在框上的增壓載荷和地板梁的撓曲對框—地板梁接頭而育，其載荷是相加的；x方向的載荷，如機(jī)翼阻力、發(fā)動機(jī)推力主要通過機(jī)身下方的機(jī)身龍骨梁傳給機(jī)身，龍骨梁上的柔性板能在機(jī)翼彎曲時(shí)承受彎曲引起的力，該龍骨梁也作為機(jī)身下部開口處的重要受力構(gòu)件，此外中央翼盒上方的地板縱梁以及側(cè)肋的上緣條與機(jī)身側(cè)壁的連接也是x向力的輔助傳力路線。
圖2.7機(jī)身機(jī)翼連接
圖2.8空心銷結(jié)構(gòu)及其示意圖
圖2.9(a)為HSl25飛機(jī)的翼—身對接，圖2.9(b)則通過四個(gè)角盒與框連，圖2.9中與框連接的接頭(連桿或角直)只能侍遞框平面內(nèi)的力，因此基本上也屬鉸接接頭。
圖2.9機(jī)翼機(jī)身對接
（2）中央翼梁與機(jī)身對接框?yàn)檎w結(jié)構(gòu)
圖2.10(a)所示為波音-737、波音-747的對接框設(shè)計(jì)，由于機(jī)翼撓曲和地板梁(位于地板與機(jī)翼上表面之間的縱向布置的構(gòu)件)的影響，有可能使框變形過大(圖2.11)。(圖2.10(b)為另一種中央翼梁—機(jī)身的整體結(jié)構(gòu)。機(jī)翼—機(jī)身的對接形式很多，圖2.12還提供了幾種例子供參考。
圖2.10 機(jī)翼梁和框做成整體
圖2.11 波音-737 飛機(jī)機(jī)翼與機(jī)身隔框的連接方案
圖2.12中央機(jī)翼機(jī)身對接的幾種形式
2.4變后掠機(jī)翼機(jī)身對接
變后掠機(jī)翼的外翼通過樞軸與中央翼盒連接，中央冀盒與機(jī)身連接。圖2.13所示為翼-身融合體設(shè)計(jì)，中央翼也即是機(jī)身結(jié)構(gòu)的一部分(如B-l轟炸機(jī))，樞軸可用單剪切銷于，此時(shí)需用全高度的垂直銷子來平衡從外翼突耳上傳來的機(jī)真彎矩(如圖2.13(b))，也可采用雙剪切銷子，分成上、下兩組傳遞彎矩，采用上、下兩個(gè)短銷子的形式。
圖2.13變后掠機(jī)翼機(jī)身連接
上面所述為機(jī)身機(jī)翼對接機(jī)構(gòu)形式介紹，也是目前各個(gè)飛機(jī)研發(fā)中心采用的主要設(shè)計(jì)形式。接下來就將使用計(jì)算機(jī)輔助軟件catia進(jìn)行三維建模。
第3章 基于catia軟件對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)三維建模
3 基于catia軟件對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)三維建模
3.1計(jì)算機(jī)輔助軟件catia介紹
CATIA是法國達(dá)索公司的產(chǎn)品開發(fā)旗艦解決方案。作為PLM協(xié)同解決方案的一個(gè)重要組成部分，它可以幫助制造廠商設(shè)計(jì)他們未來的產(chǎn)品，并支持從項(xiàng)目前階段、具體的設(shè)計(jì)、分析、模擬、組裝到維護(hù)在內(nèi)的全部工業(yè)設(shè)計(jì)流程。
3.2 機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)三維模型建立
基于第二章對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)的研究，選擇下列一種通用接頭進(jìn)行研究，通過CATIA對其進(jìn)行三位CAD模型搭建，進(jìn)一步研究結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及受力分析情況。
圖3.1耳片接頭結(jié)構(gòu)形式
3.2.1用CATIA軟件對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模
打開三維計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)軟件CATIA，進(jìn)入裝配設(shè)計(jì)模塊，分別針對相關(guān)結(jié)構(gòu)進(jìn)行模型建立，建立模型根據(jù)模型的特征進(jìn)行原始模型簡化，通過工程可行性進(jìn)行模型的初定，為結(jié)構(gòu)的受力分析做基礎(chǔ)。
根據(jù)結(jié)構(gòu)分析及軟件相關(guān)應(yīng)用建立模型如下:
圖3.2機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)簡化模型
3.2.2計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)模型簡單分析
根據(jù)機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)，我們將其分成幾部分進(jìn)行研究，分別為機(jī)翼骨架、機(jī)翼連接結(jié)構(gòu)、機(jī)身骨架、機(jī)身耳板、機(jī)身機(jī)翼連接銷幾部分，分別通過零件設(shè)計(jì)、裝配設(shè)計(jì)等模塊進(jìn)行分別建模、裝配得到上面主模型，下面我們分別介紹每一部分圖形建模流程和相關(guān)操作，進(jìn)一步認(rèn)識計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)軟件的三維應(yīng)用。
1）機(jī)翼建模
根據(jù)軟件應(yīng)用，進(jìn)入CATIA零件設(shè)計(jì)模塊，選擇基準(zhǔn)面進(jìn)入草圖完成下列操作。
圖3.3機(jī)翼骨架設(shè)計(jì)草圖
退出草圖，拉伸相關(guān)實(shí)體，將實(shí)體進(jìn)行修正和陣列等操作，完成整個(gè)框架的搭建，如圖3.4所示。
圖3.4機(jī)翼骨架CATIA模型
2）基于CATIA機(jī)身耳板簡化模型
新建零件設(shè)計(jì)，并進(jìn)入零件設(shè)計(jì)模型，根據(jù)已有機(jī)翼模型進(jìn)行機(jī)身耳板簡化模型建立，模型如圖3.5所示。
圖3.5機(jī)身耳板CATIA模型
3）基于CATIA機(jī)身機(jī)翼連接銷簡化模型
新建零件設(shè)計(jì)，并進(jìn)入零件設(shè)計(jì)模型，根據(jù)已有機(jī)翼機(jī)身對接結(jié)構(gòu)模型進(jìn)行連接銷簡化模型建立，模型如圖3.6所示。
圖3.6機(jī)身機(jī)翼連接銷CATIA簡化模型
本章主要是利用計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)軟件CATIA對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化模型建立，根據(jù)三維模型的搭建進(jìn)一步了解了CATIA軟件，并對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)有了進(jìn)一步認(rèn)識，更讓計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)的流程牢牢掌握。本節(jié)內(nèi)容為進(jìn)一步對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)分析提供了重要基礎(chǔ)。
第4章 基于ansys軟件對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析
4 基于ansys軟件對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析
科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，讓虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)得到進(jìn)一步發(fā)展，也讓各個(gè)行業(yè)的設(shè)計(jì)研發(fā)工作得到了質(zhì)的飛躍，航天航空在設(shè)計(jì)開發(fā)中主要應(yīng)用ansys分析軟件對模型進(jìn)行相關(guān)分析，本節(jié)將使用ansys軟件進(jìn)行介紹并對機(jī)身機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行網(wǎng)格劃分及受力分析。
4.1計(jì)算機(jī)輔助工程軟件ANSYS介紹
ANSYS軟件是美國ANSYS公司研制的大型通用有限元分析（FEA）軟件，是世界范圍內(nèi)增長最快的計(jì)算機(jī)輔助工程（CAE）軟件，能與多數(shù)計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)（CAD，CATIA等）軟件接口，實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)的共享和交換。是融結(jié)構(gòu)、流體、電場、磁場、聲場分析于一體的大型通用有限元分析軟件。
ANSYS的作用：
a)增加設(shè)計(jì)功能，借助計(jì)算機(jī)分析計(jì)算，確保產(chǎn)品設(shè)計(jì)的合理性，減少設(shè)計(jì)成本；
b)縮短設(shè)計(jì)和分析的循環(huán)周期；
c)ANSYS分析起到的“虛擬樣機(jī)”作用在很大程度上替代了傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中資源消耗極大的“物理樣機(jī)驗(yàn)證設(shè)計(jì)”過程，虛擬樣機(jī)作用能預(yù)測產(chǎn)品在整個(gè)生命周期內(nèi)的可靠性；
d)采用優(yōu)化設(shè)計(jì)，找出產(chǎn)品設(shè)計(jì)最佳方案，降低材料的消耗或成本；
e)在產(chǎn)品制造或工程施工前預(yù)先發(fā)現(xiàn)潛在的問題；
f)模擬各種試驗(yàn)方案，減少試驗(yàn)時(shí)間和經(jīng)費(fèi)；
g)進(jìn)行機(jī)械事故分析，查找事故原因。
4.2機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)有限元分析
4.2.1前處理
根據(jù)課題需求，前處理模型的建立采用計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)軟件CATIA進(jìn)行三維建模，因此此次ansys前處理只需對其進(jìn)行導(dǎo)入，結(jié)果如下：
圖4.1 ansys模型導(dǎo)入
4.2.2材料參數(shù)設(shè)置
進(jìn)入ansys軟件，根據(jù)模型材料對其進(jìn)行材料添加，添加材料如下
打開Engineering Data，添加材料，如下圖
圖4.2 添加材料
雙擊，進(jìn)去后首先對機(jī)翼外層進(jìn)行板厚設(shè)置為3mm，并設(shè)置材料為結(jié)構(gòu)鋼。
圖4.3 對機(jī)翼外層進(jìn)行板厚設(shè)置為3mm
對零件進(jìn)行材料設(shè)置為結(jié)構(gòu)鋼如下圖，
圖4.4 材料設(shè)置為結(jié)構(gòu)鋼
對下圖零件進(jìn)行材料設(shè)置為鋁合金。
圖4.5 材料設(shè)置為鋁合金
4.2.3網(wǎng)格劃分
根據(jù)數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)，利用ansys的Model模塊進(jìn)行網(wǎng)格劃分，過程如下，
1）設(shè)置網(wǎng)格劃分相關(guān)性為medium
圖4.6 設(shè)置網(wǎng)格劃分相關(guān)性為medium
2）插入單元尺寸控制，尺寸大小設(shè)置為50mm，并設(shè)置自動接觸半徑為60mm
圖4.7.1 插入單元尺寸控制，尺寸大小設(shè)置為50mm
圖4.7.2 設(shè)置自動接觸半徑為60mm
4.2.4邊界條件設(shè)定及加載
根據(jù)機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)模型進(jìn)行邊界條件設(shè)定，分別設(shè)計(jì)相互接觸及固定等邊界，過程如下。
圖4.8 生成自動接觸對，對接觸進(jìn)行設(shè)定
圖4.9 設(shè)置載荷和約束條件
4.2.5機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)ansys后處理
根據(jù)受力情況進(jìn)行計(jì)算，得到下列分析結(jié)構(gòu)
圖4.10等效應(yīng)力云圖
圖4.11最大應(yīng)力位置 局部視圖
由上圖可以清楚的看出最大等效應(yīng)力為12.661mpa，位于機(jī)翼固定端處。
圖4.12等效應(yīng)變云圖
圖4.13變形云圖
圖4.14最大變形 局部視圖
從上面的幾張圖中可以看出最大變形處為上圖所示位置且最大值為1.6291mpa。
插入結(jié)果查看路徑得到應(yīng)力云圖和曲線圖過程如下
圖4.14.1插入結(jié)果查看路徑
圖4.14.2插入結(jié)果查看路徑
圖4.15該路徑下的等效應(yīng)力云圖
圖4.16該路徑下的等效應(yīng)力曲線圖
在該路徑下的最大應(yīng)力處如圖4.15所示Max處，且最大值為1.6482mp。
本章主要是利用計(jì)算機(jī)輔助有限元分析軟件ANSYS對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)的模型進(jìn)行有限元分析，根據(jù)分析的步驟進(jìn)一步了解了ANSYS軟件，并對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)有了更深的認(rèn)識，更讓計(jì)算機(jī)輔助有限元分析的流程牢牢掌握，同時(shí)也很直觀的所受應(yīng)力的大小以及受到最大的力的位置。本章內(nèi)容為下一章對機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)分析的結(jié)果進(jìn)行分析并得出結(jié)論打下了基礎(chǔ)。
5 結(jié)論與體會
5.1結(jié)論
本文通過計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)及計(jì)算機(jī)輔助分析軟件綜合的應(yīng)用，在caita軟件三維建模的基礎(chǔ)上，應(yīng)用ansys軟件對其進(jìn)行了有限元建模及分析，結(jié)果顯示機(jī)翼出最大等效應(yīng)力為12.661mpa，位于機(jī)翼固定端處；最大變形處為機(jī)翼中部偏外的位置且最大值為1.6291mpa，最后插入結(jié)果查看路徑中應(yīng)力最大值為1.6482mpa，滿足工程應(yīng)用。另外，根據(jù)分析結(jié)果，為進(jìn)一步結(jié)構(gòu)加強(qiáng)和優(yōu)化布局提供數(shù)據(jù)參考。
5.2體會
通過學(xué)習(xí)CATIA和ANSYS軟件，對所選擇的結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模并對其進(jìn)行有限元分析，鍛煉了自己運(yùn)用CATIA和ANSYS軟件的能力，也使得機(jī)身機(jī)翼連接件能夠以數(shù)據(jù)和圖片的的形式地呈現(xiàn)在我們眼前，讓我們更加清晰的了解和認(rèn)識機(jī)身機(jī)翼的連接結(jié)構(gòu)。同時(shí)通過這次畢業(yè)設(shè)計(jì)讓我學(xué)習(xí)到了以前沒學(xué)過的知識和軟件，加強(qiáng)了我對專業(yè)知識的了解，也拓寬了我的學(xué)習(xí)視線，認(rèn)識到了學(xué)校教的并不是這個(gè)專業(yè)的全部，在這個(gè)專業(yè)中還有很大空間可以讓我們自己去學(xué)習(xí)和提升，當(dāng)然不僅僅是本專業(yè)的知識，還要緊跟科技的腳步，學(xué)會各類與本專業(yè)有關(guān)的軟件，只有這樣才能在工作中脫穎而出。
致謝
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致謝
經(jīng)過長時(shí)間的努力，我查閱了很多資料，也根據(jù)老師的要求完成了最初制定的所有的任務(wù)。這次畢業(yè)設(shè)計(jì)凝聚了了我還有我的老師的心血，在這里我要先感謝我的指導(dǎo)老師王芳麗老師對我的耐心地教導(dǎo)，平時(shí)我一有什么地方有疑問就會去找老師，老師也會十分耐心地教我，同時(shí)給我許多建議。正是在老師的不厭其煩的教導(dǎo)下我才能順利將一步一步地將畢業(yè)設(shè)計(jì)完成。
另外通過本次的畢設(shè)我還學(xué)習(xí)了CATIA和ANSYS軟件，學(xué)習(xí)了怎么運(yùn)用CATIA畫圖，然后使用ANSYS對模型進(jìn)行有限元分析。雖然一開始我對機(jī)身機(jī)翼連接結(jié)構(gòu)不是很熟悉，但是我在不斷學(xué)習(xí)過程中和老師耐心的教導(dǎo)中學(xué)會了以前沒有接觸過的東西。通過這次畢業(yè)設(shè)計(jì)，讓我能夠更加深入地了解飛機(jī)的機(jī)身機(jī)翼對接結(jié)構(gòu)，也讓我的學(xué)習(xí)能力得到了提高，這也是這次畢業(yè)設(shè)計(jì)帶給我的收獲。