機翼機身對接結構數(shù)值分析【含圖紙、說明書】

畢 業(yè) 設 計（論 文） 　　　　　　　　　　　　　　　 題 目： 飛機機翼機身對接結構設計及分析 　　　　　　　　 學生姓名 二級學院 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本文主要的研究內容 3 2 飛機機身機翼對接結構形式 5 2.1機翼機身的對接設計 5 2.2機身側邊對接時機身的結構設計和對接接頭形式 5 2.3有中央翼通過時機翼機身的對接設計 8 2.4變后掠機翼機身對接 11 3 基于catia軟件對機身機翼對接結構三維建模 12 3.1計算機輔助軟件catia介紹 12 3.2 機身機翼對接結構三維模型建立 12 3.2.1用CATIA軟件對機身機翼對接結構進行建模 12 3.2.2計算機輔助設計模型簡單分析 13 4 基于ansys軟件對機身機翼對接結構進行有限元分析 16 4.1計算機輔助工程軟件ANSYS介紹 16 4.2機身機翼對接結構有限元分析 16 4.2.1前處理 16 4.2.2材料參數(shù)設置 17 4.2.3網(wǎng)格劃分 19 4.2.4邊界條件設定及加載 21 4.2.5機身機翼對接結構ansys后處理 22 5 結論與體會 28 5.1結論 28 5.2體會 28 參考文獻 29 致謝 30 II 機翼機身對接結構數(shù)值分析 摘 要 隨著科技發(fā)展和社會進步，飛機行業(yè)的發(fā)展逐年遞增，隨著行業(yè)的發(fā)展，對飛機設計的研究也逐步加深。機翼是飛機重要組成部分，機翼機身對接也是目前比較重要的研究課題，這個環(huán)節(jié)在整個飛機設計中起到關鍵作用，其設計的好壞嚴重關系到飛機飛行性能和飛行安全，本文首先詳細的介紹了飛機機翼機身對接結構及受力特點，然后應用catia軟件對其進行了三維模型建模，最后應用ansys軟件進行了有限元建模及分析，結果顯示最大等效應力和變形量滿足工程應用要求。 因為本次論文中建模軟件catia和有限元分析軟件ansys的使用，所以能夠使我們對機身機翼對接結構的模型和機翼的變形量以及受力分析有了更加直觀的認識及了解。 關鍵字：機身機翼對接接頭、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50年代法國的吉法德進行一項研究并且成功的發(fā)明了飛機的前身—軟式飛艇。 通過之后的實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材料制作了一個外部支架，同時將氣囊綁在支架內，以此保證外部結構不變形，這就是硬式飛艇。這類的硬式飛艇利于飛艇的運輸。到了19世紀80年代德國的兩位工程師一起發(fā)明了一個機器—汽油發(fā)動機。 多年以后，一位名叫齊柏林的創(chuàng)造出了當時最新型的飛艇，我們稱之為硬式飛艇。這類飛艇的氣囊外形不僅美觀實用而且還被非常好的固定同時又用了當時非常先進的動力源。20世紀齊柏林駕駛著他創(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世紀初，一種新型并且非常實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就飛躍了61公里，在飛艇的進程上完成了重要的跨越。 從此之后，飛艇進入了快速發(fā)展的時期，不僅在交通運輸上占一定地位而且在軍事方面也得到了廣泛應用比如：英、德、蘇等強國相繼組建了一支支飛艇部隊并且投入到了實戰(zhàn)中還獲得了極大的成功。例如：在20世紀初的意土戰(zhàn)爭中意大利率先派出了軍用飛艇進行偵察了與最轟炸，最后土耳其戰(zhàn)敗意大利獲得了勝利；20世紀初期，德國派出了飛艇對法國的重要城市列日進行了大規(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時的強國英國倫敦進行了轟炸造成了多人傷亡，并且毀壞了大量的建筑。 在運輸方面，德國于20世紀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。正是因為飛艇的發(fā)展才有了后來萊特兄弟發(fā)明的飛機。 飛機的快速發(fā)展幾乎是由美國、蘇聯(lián)帶著發(fā)展，核心技術掌握的內容各不相同，行業(yè)的競爭僅僅局限在兩國軍事上的競爭，促進了翼身融合、自適應機翼、一體化設計等一系列先進航空技術的產生和發(fā)展。當然在機翼結構布局和機身機翼對接設計等許多方面也各持不同的方式比如： （1）在結構上美國采用多墻厚蒙皮結構而蘇聯(lián)多采用的是多長桁、多肋梁式的結構； （2）美式連接接頭處交點數(shù)多于蘇聯(lián)，蘇聯(lián)的傳力比美式更加集中； （3）美國在飛機機翼機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）美國式飛機的對接接頭與蘇聯(lián)相比不笨重， 能夠減少加工時間， 減少材料的浪費， 而且工藝性較好； （5）蘇聯(lián)設計時由于接頭少的原因而造成連接結構的傳力大，因此對加工有很高要求； 而美國飛機在這個地方的要求沒有那么嚴格； （6）蘇聯(lián)在機身機翼接頭設計上比美國更加重視綜合性能的設計，而美國比蘇聯(lián)的飛機有更好的工藝性同時也更加便于維護。 對于薄翼，即相對厚度小于0.45時，沒事飛機的結構布局比較合理，對于降低結構設計重量、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)的飛機在結構設計中不斷地吸收美式飛機優(yōu)點的現(xiàn)象日趨明顯。 我國的早起飛機都是按靜強度設計的，對結構受力的關鍵件普遍采用高強度鋼材料。高強度鋼具有斷裂韌性底、裂紋礦長速率大的特性，從而使得結構抗疲勞斷裂能力差。就機翼機身對接接頭而言，機翼梁架勢布局導致結構傳力相當集中，為減輕結構重量，提高飛行性能，選用的材料必須是高強度鋼，但總體結構布局和氣動外形又不允許接頭結構有大的改變，也正是因為國外在機身機翼對接結構的設計上積累了大量的經(jīng)驗，通過對他們的連接結構等各方面進行分析，所以對中國飛機的設計研究帶來重要的意義，同時促進了我國飛機的發(fā)展。 隨著時代的發(fā)展，飛機不止應用于運輸和軍事，越來越多的應用于我們的生活中。不管是戰(zhàn)爭時代的戰(zhàn)機還是今天的載客客機，機身機翼結構的可靠性一直是飛機研發(fā)的重點，在早期的飛機設計中由于飛機速度低，機動過載小，結構疲勞問題不是主要的，為保證飛機結構的安全可靠，一般憑經(jīng)驗規(guī)定一個安全系數(shù)，用這個安全系數(shù)乘以使用彩盒得到的設計載荷，以此載荷進行結構應力分析和試驗，并規(guī)定結構強度不得低于結構的實際工作應力。這種對結構靜強度進行計算分析的方法一直沿用到今天，通過幾十年的實踐的檢驗，證明了其可行性，但也漸漸暴露出了一些弊端。實際上無論是外載荷還是結構強度都存在著一個散布度，安全系數(shù)應當反映結構的可靠度，不同結構、同一結構不同部位的完全系數(shù)不同，由此結構可靠性安全系數(shù)得以產生和發(fā)展。隨著計算機的產生，越來越多的計算機輔助設計及計算機輔助分析相關內容被帶入了飛機行業(yè)的研發(fā)中，在當今社會，人們對科技的要求越來越高，對飛機的安全性越來越重視，那么利用計算機輔助完成飛機分析就變得更有意義。 將尾翼、起落架、機翼等多種零件通過各種連接接頭拼成的一個完整的整體，這個整體就是機身。在所有連接設計中，機翼機身的連接設計在整個飛機連接設計中都有著舉足輕重的地位。這是由于在機冀與機身的對接構件不僅互相之間有連接關系同時還和其他部位的許多構件存在連接關系，所以這些結構的情況比較復雜同時還因為有多重傳力路線所以很難得到準確同時完整的結果，且在構件中的一些連接部位與連接元件比較容易疲勞開裂。因此，設計時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便于檢測和維護，除了保證強度外，關鍵件的耐久性的設計還必須到達必要的具體指標，同時盡量減輕結構的重量。為此與設計有關的各關方面都需要隨時進行協(xié)商與探討，以達到最滿意的效果。連接設計包括以下內容：接頭的位置、接頭的配合間隙與容差、接頭的構造形式等。對所有的方案必須是準確且經(jīng)過充分的計算的，對關鍵件要重點比較以及必要的可靠性分析來完成的試驗。本文采用實體三維建模和有限元方法，對飛機的機翼在建模軟件CATIA和有限元分析軟件ANSYS下計算結果進行了評價，而CATIA和ANSYS在各項領域發(fā)揮著至重要的作用，正是因為這次畢設，才有幸接觸到這兩個非常重要的軟件并且能夠熟練的運用這兩個軟件，相信在未來的學習 以及工作中都能運用到，能在其他一般的畢業(yè)生中脫穎而出。 1.2本文主要的研究內容 本次設計的課題是飛機的機翼機身對接結構的設計及分析，主要目的是讓我提高自身的學習能力，拓寬我們學習的視野，不僅僅把目光停留在課本上，還要結合實踐，能夠自己查閱各類書籍和相關知識并運用到設計中去。通過這次的畢設認識到了自己在知識儲備上的不足，在今后的學習及工作中還需要多多學習各方面的知識，當然這不僅是僅僅局限在書本上，還需要結合實際，只有這樣才能更好的提升自己。 本文研究的主要內容是飛機機身機翼對接結構的設計及分析，因此我會對本課題的發(fā)展做一個全面的查詢，并對本課題的研究的意義以及對飛機機翼機身對接結構進行簡單的介紹，讓我們對本課題有一個基本的認識。再使用CATIA軟件進行三維建模，最后使用ANSYS軟件對該模型進行有限元分析，得出結論。 簡單來說，本文的主要研究內容是： 第1章 工程背景以及研究目的 第2章 了解機身機翼對接形式 第3章 使用CATIA軟件對飛機機身機翼對接結構的進行三維建模 第4章 對三維模型用有限元軟件ANSYS進行有限元分析 第5章 對用ANSYS軟件分析出來的結果進行分析并得出結論 30 第2章 飛機機身機翼對接結構形式 2 飛機機身機翼對接結構形式 2.1機翼機身的對接設計 機翼與機身的對接形式如圖2.1所示，機翼與機身的對接可分為有機翼通過機身與左機翼連于機身和機翼通過機身與右機翼連于機身兩種形式；在機翼通過時又分為整個中央翼翼盒通過或只有幾根翼梁通過兩種。 圖2.1機翼機身對接機構 2.2機身側邊對接時機身的結構設計和對接接頭形式 （1）接頭數(shù)量 圖2.2所示為殲-7機翼與機身是通過多個個接頭連接：前梁、主梁、油箱隔板梁等多個連接結構連接而成。 （2）接頭設計 為傳遞力一般可安排一個接頭傳遞給機身，如圖2.3，圖2.4為幾個帶有固接接頭的加強框，圖2.5中兩架飛機，由于機翼機身要圓滑過渡，因此對接框在連接處的高度可大于機翼腹板的原有高度，所以此對接框會比較輕。 圖2.2殲-7 機翼與機身的連接 圖2.3 后掠機翼梁的連接 圖2.4 機身加強框上有固接接頭 圖2.5 薄翼與機身對接情況 （3）機翼在機身側邊連接時的接頭形式 圖2.6為機翼在機身側邊連接時的幾種接頭形式，圖2.6(a)所示的耳片垂直、螺栓水平放置的接頭在傳剪力、彎矩時螺栓均為受剪，對提高連接件的疲勞強度有利，在很多低速、小飛機上常采用這種形式，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、剪時螺栓均受剪，且因傳剪時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的機翼—機身對接接頭，在對接框上伸出4個水平螺柱；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有中央翼通過時機翼機身的對接設計 (1)機冀和機身框各自獨立時的對接 從原則上說帶中央翼的機翼靠四個鉸接接頭就能將機翼的剪力、扭矩和反對稱彎矩傳給機身，圖2.7和圖2.8為機翼和機身各自獨立的連接。圖2.7為波音-707的翼身對接，機翼以嵌入形式插到前、后兩個對接框之間，通過四個空心銷將機翼前、后梁與框對接。圖2.8是銷典型的鉸接接頭，既簡單，又易于安裝。這種設計允許冀梁與框各自獨立變形，因此自由轉動的機翼在彎曲時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，如機翼阻力、發(fā)動機推力主要通過機身下方的機身龍骨梁傳給機身，龍骨梁上的柔性板能在機翼彎曲時承受彎曲引起的力，該龍骨梁也作為機身下部開口處的重要受力構件，此外中央翼盒上方的地板縱梁以及側肋的上緣條與機身側壁的連接也是x向力的輔助傳力路線。 圖2.7機身機翼連接 圖2.8空心銷結構及其示意圖 圖2.9(a)為HSl25飛機的翼—身對接，圖2.9(b)則通過四個角盒與框連，圖2.9中與框連接的接頭(連桿或角直)只能侍遞框平面內的力，因此基本上也屬鉸接接頭。 圖2.9機翼機身對接 （2）中央翼梁與機身對接框為整體結構 圖2.10(a)所示為波音-737、波音-747的對接框設計，由于機翼撓曲和地板梁(位于地板與機翼上表面之間的縱向布置的構件)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—機身的整體結構。機翼—機身的對接形式很多，圖2.12還提供了幾種例子供參考。 圖2.10 機翼梁和框做成整體 圖2.11 波音-737 飛機機翼與機身隔框的連接方案 圖2.12中央機翼機身對接的幾種形式 2.4變后掠機翼機身對接 變后掠機翼的外翼通過樞軸與中央翼盒連接，中央冀盒與機身連接。圖2.13所示為翼-身融合體設計，中央翼也即是機身結構的一部分(如B-l轟炸機)，樞軸可用單剪切銷于，此時需用全高度的垂直銷子來平衡從外翼突耳上傳來的機真彎矩(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、下兩個短銷子的形式。 圖2.13變后掠機翼機身連接 上面所述為機身機翼對接機構形式介紹，也是目前各個飛機研發(fā)中心采用的主要設計形式。接下來就將使用計算機輔助軟件catia進行三維建模。 第3章 基于catia軟件對機身機翼對接結構三維建模 3 基于catia軟件對機身機翼對接結構三維建模 3.1計算機輔助軟件catia介紹 CATIA是法國達索公司的產品開發(fā)旗艦解決方案。作為PLM協(xié)同解決方案的一個重要組成部分，它可以幫助制造廠商設計他們未來的產品，并支持從項目前階段、具體的設計、分析、模擬、組裝到維護在內的全部工業(yè)設計流程。 3.2 機身機翼對接結構三維模型建立 基于第二章對機身機翼對接結構的研究，選擇下列一種通用接頭進行研究，通過CATIA對其進行三位CAD模型搭建，進一步研究結構特點及受力分析情況。 圖3.1耳片接頭結構形式 3.2.1用CATIA軟件對機身機翼對接結構進行建模 打開三維計算機輔助設計軟件CATIA，進入裝配設計模塊，分別針對相關結構進行模型建立，建立模型根據(jù)模型的特征進行原始模型簡化，通過工程可行性進行模型的初定，為結構的受力分析做基礎。 根據(jù)結構分析及軟件相關應用建立模型如下: 圖3.2機身機翼對接結構簡化模型 3.2.2計算機輔助設計模型簡單分析 根據(jù)機身機翼對接結構，我們將其分成幾部分進行研究，分別為機翼骨架、機翼連接結構、機身骨架、機身耳板、機身機翼連接銷幾部分，分別通過零件設計、裝配設計等模塊進行分別建模、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操作，進一步認識計算機輔助設計軟件的三維應用。 1）機翼建模 根據(jù)軟件應用，進入CATIA零件設計模塊，選擇基準面進入草圖完成下列操作。 圖3.3機翼骨架設計草圖 退出草圖，拉伸相關實體，將實體進行修正和陣列等操作，完成整個框架的搭建，如圖3.4所示。 圖3.4機翼骨架CATIA模型 2）基于CATIA機身耳板簡化模型 新建零件設計，并進入零件設計模型，根據(jù)已有機翼模型進行機身耳板簡化模型建立，模型如圖3.5所示。 圖3.5機身耳板CATIA模型 3）基于CATIA機身機翼連接銷簡化模型 新建零件設計，并進入零件設計模型，根據(jù)已有機翼機身對接結構模型進行連接銷簡化模型建立，模型如圖3.6所示。 圖3.6機身機翼連接銷CATIA簡化模型 本章主要是利用計算機輔助設計軟件CATIA對機身機翼對接結構進行簡化模型建立，根據(jù)三維模型的搭建進一步了解了CATIA軟件，并對機身機翼對接結構有了進一步認識，更讓計算機輔助設計的流程牢牢掌握。本節(jié)內容為進一步對機身機翼對接結構分析提供了重要基礎。 第4章 基于ansys軟件對機身機翼對接結構進行有限元分析 4 基于ansys軟件對機身機翼對接結構進行有限元分析 科學技術的發(fā)展，讓虛擬現(xiàn)實技術得到進一步發(fā)展，也讓各個行業(yè)的設計研發(fā)工作得到了質的飛躍，航天航空在設計開發(fā)中主要應用ansys分析軟件對模型進行相關分析，本節(jié)將使用ansys軟件進行介紹并對機身機翼結構進行網(wǎng)格劃分及受力分析。 4.1計算機輔助工程軟件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，是世界范圍內增長最快的計算機輔助工程（CAE）軟件，能與多數(shù)計算機輔助設計（CAD，CATIA等）軟件接口，實現(xiàn)數(shù)據(jù)的共享和交換。是融結構、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)增加設計功能，借助計算機分析計算，確保產品設計的合理性，減少設計成本； b)縮短設計和分析的循環(huán)周期； c)ANSYS分析起到的“虛擬樣機”作用在很大程度上替代了傳統(tǒng)設計中資源消耗極大的“物理樣機驗證設計”過程，虛擬樣機作用能預測產品在整個生命周期內的可靠性； d)采用優(yōu)化設計，找出產品設計最佳方案，降低材料的消耗或成本； e)在產品制造或工程施工前預先發(fā)現(xiàn)潛在的問題； f)模擬各種試驗方案，減少試驗時間和經(jīng)費； g)進行機械事故分析，查找事故原因。 4.2機身機翼對接結構有限元分析 4.2.1前處理 根據(jù)課題需求，前處理模型的建立采用計算機輔助設計軟件CATIA進行三維建模，因此此次ansys前處理只需對其進行導入，結果如下： 圖4.1 ansys模型導入 4.2.2材料參數(shù)設置 進入ansys軟件，根據(jù)模型材料對其進行材料添加，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，進去后首先對機翼外層進行板厚設置為3mm，并設置材料為結構鋼。 圖4.3 對機翼外層進行板厚設置為3mm 對零件進行材料設置為結構鋼如下圖， 圖4.4 材料設置為結構鋼 對下圖零件進行材料設置為鋁合金。 圖4.5 材料設置為鋁合金 4.2.3網(wǎng)格劃分 根據(jù)數(shù)據(jù)結構，利用ansys的Model模塊進行網(wǎng)格劃分，過程如下， 1）設置網(wǎng)格劃分相關性為medium 圖4.6 設置網(wǎng)格劃分相關性為medium 2）插入單元尺寸控制，尺寸大小設置為50mm，并設置自動接觸半徑為60mm 圖4.7.1 插入單元尺寸控制，尺寸大小設置為50mm 圖4.7.2 設置自動接觸半徑為60mm 4.2.4邊界條件設定及加載 根據(jù)機身機翼對接結構模型進行邊界條件設定，分別設計相互接觸及固定等邊界，過程如下。 圖4.8 生成自動接觸對，對接觸進行設定 圖4.9 設置載荷和約束條件 4.2.5機身機翼對接結構ansys后處理 根據(jù)受力情況進行計算，得到下列分析結構 圖4.10等效應力云圖 圖4.11最大應力位置 局部視圖 由上圖可以清楚的看出最大等效應力為12.661mpa，位于機翼固定端處。 圖4.12等效應變云圖 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。 插入結果查看路徑得到應力云圖和曲線圖過程如下 圖4.14.1插入結果查看路徑 圖4.14.2插入結果查看路徑 圖4.15該路徑下的等效應力云圖 圖4.16該路徑下的等效應力曲線圖 在該路徑下的最大應力處如圖4.15所示Max處，且最大值為1.6482mp。 本章主要是利用計算機輔助有限元分析軟件ANSYS對機身機翼對接結構的模型進行有限元分析，根據(jù)分析的步驟進一步了解了ANSYS軟件，并對機身機翼對接結構有了更深的認識，更讓計算機輔助有限元分析的流程牢牢掌握，同時也很直觀的所受應力的大小以及受到最大的力的位置。本章內容為下一章對機身機翼對接結構分析的結果進行分析并得出結論打下了基礎。 5 結論與體會 5.1結論 本文通過計算機輔助設計及計算機輔助分析軟件綜合的應用，在caita軟件三維建模的基礎上，應用ansys軟件對其進行了有限元建模及分析，結果顯示機翼出最大等效應力為12.661mpa，位于機翼固定端處；最大變形處為機翼中部偏外的位置且最大值為1.6291mpa，最后插入結果查看路徑中應力最大值為1.6482mpa，滿足工程應用。另外，根據(jù)分析結果，為進一步結構加強和優(yōu)化布局提供數(shù)據(jù)參考。 5.2體會 通過學習CATIA和ANSYS軟件，對所選擇的結構進行建模并對其進行有限元分析，鍛煉了自己運用CATIA和ANSYS軟件的能力，也使得機身機翼連接件能夠以數(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識機身機翼的連接結構。同時通過這次畢業(yè)設計讓我學習到了以前沒學過的知識和軟件，加強了我對專業(yè)知識的了解，也拓寬了我的學習視線，認識到了學校教的并不是這個專業(yè)的全部，在這個專業(yè)中還有很大空間可以讓我們自己去學習和提升，當然不僅僅是本專業(yè)的知識，還要緊跟科技的腳步，學會各類與本專業(yè)有關的軟件，只有這樣才能在工作中脫穎而出。 致謝 參考文獻 [1]吳相憲，王正為，黃魚堂主編，實用機械設計手冊，中國礦業(yè)大學出版社，1003 [2]王洪欣，李木，劉秉忠主編，機械設計工程學[M]。中國礦業(yè)大學出版社，2001 [3]唐大放，馮曉宇，楊現(xiàn)卿主編。機械設計工程學[M]。中國礦業(yè)大學出版社，2001 [4]中國紡織大學工程圖學教研室等編。畫法幾何及工程制圖。上海科學技術出版社。1997 [5]史美堂主編。金屬材料及熱處理。上?？茖W技術出版社，1983 [6]蘇翼林主編。材料力學。高等教育出版社，1980 [7]顧崇銜主編。機械制造工業(yè)學。陜西科學技術出版社，1999 [8]詹熙達主編。CATIA V5R20曲面設計教程。北京：機械工業(yè)出版社，2003 [9]詹熙達主編。CATIA V5R20快速入門教程。北京：機械工業(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].航空學報，1993,14（3）:136-139 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