可变后缘弯度机翼柔性蒙皮的变形特性分析

应用面元法和有限法建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的流固耦合分析方法。数值仿真结果表明:位于变形后缘上表面的柔性蒙皮在气动载荷作用下将被"吸"成鼓包形状,且这个局部变形对翼型后缘部分的压力分布具有很大影响。在此基础上,研究了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形随其弹性模量、厚度和初始预应变的变化规律。可以得出,柔性蒙皮的变形量随着翼型后缘偏角的增加而先增大后减小,并不是随着后缘偏角的增加而增大;增加蒙皮的厚度可以减少柔性蒙皮的最小弹性模量和最小拉伸刚度,但蒙皮的厚度受限于机翼的结构空间;满足Jacobs形变准则的蒙皮最小拉伸刚度随着蒙皮预应变的增加而降低。     

变体机翼后缘多学科设计与优化

变体飞机能够改变自身外形适应不同的飞行状态,提高飞行性能,其设计涉及气动、材料、结构等多个学科。本文采用零泊松比蜂窝结构的材料作为柔性蒙皮,设计了一种具备机翼参考面积不因弯度改变而缩减的特点的机翼后缘无缝偏转机构,研究了变体机翼后缘机构多学科设计与优化方法。优化结果表明,优化后的机翼巡航和起降状态都具备良好的气动性能,不但柔性蒙皮可产生大尺度拉伸变形,而且后缘结构均能满足刚度、强度等性能指标,同时机翼结构质量相比初始设计减轻了18%。文中研究的变体机翼多学科优化设计方法,能够快速有效地完成变体机翼无缝偏转后缘优化设计。     

基于CFD/CSD大展弦比复合材料机翼的气动弹性分析

高空长航时无人机在飞行过程中受气动力的影响,机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形将严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将这种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析。针对一大展弦比复合材料机翼,采用气动/结构耦合的分析方法,利用计算流体力学(CFD)软件FLUENT和计算结构动力学(CSD)ABAQUS联合求解,研究了大展弦比复合材料机翼在不同攻角下和复合材料的各向异性对机翼气动特性的影响。结果表明,大展弦比复合材料机翼受载变形之后机翼的升力系数,升阻比都比刚性体机翼略小,但是随着攻角的增加,弹性体机翼升力系数增加较快,甚至会超过刚体机翼的升力系数。调整机翼蒙皮处的碳纤维铺层角,气动特性变化明显,当铺层角在±45°时机翼扭转刚度达到最大;升力系数和升阻比达到最大。     

变弯度机翼前缘柔性蒙皮优化设计方法与变形机理研究

光滑连续变弯度机翼前缘具有降低噪声和提升气动效率的优势,针对其变厚度柔性蒙皮,目前的研究主要集中于优化方法设计,而缺乏对蒙皮变形机理和变厚度方案优劣的分析。因此,首先对变弯度前缘设计区域进行了定义,然后开展了变弯度机翼前缘的蒙皮变形机理分析,总结出理想条件下柔性蒙皮的变形机理、实际变形与理想变形产生差异的原因及变厚度柔性蒙皮方案的设计难点和局限性,最后以机理分析为基础,提出了后掠变弯度机翼前缘柔性蒙皮的优化设计方法,并以真实翼型的变弯度前缘翼段为研究对象,完成了变形仿真分析。数值模型实现了变厚度柔性蒙皮的高精度变形,验证了该设计方法的有效性。     

随积冰历程的机翼蒙皮载荷实验研究

积冰改变了翼型的气动外形和绕流流场,使得机翼气动载荷分布产生动态变化。蒙皮作为气动载荷的承受及传递对象,会在气动载荷的动态作用下产生不同的振动响应。以某大弯度翼型为研究对象,提取了典型积冰增长过程中尾缘上下蒙皮振动特征,采用载荷谱方法研究积冰全历程的蒙皮振动及流场变化特性,并分析了不同材质的蒙皮在结冰不同阶段的响应及结构稳定性。结果表明:不同材质蒙皮对冰致脱体涡及后缘分离涡具有不同的载荷感知特性;刚性蒙皮载荷谱及其能量相对集中,柔性蒙皮载荷相对分散;随着积冰增多、冰角增长,脱体涡主频逐渐前移,冰角表面小冰枝引起宽幅高频振动;前缘脱体涡与尾迹掺混造成翼型后缘绕流载荷能量增加。     

面向代理模型的机翼变形计算方法

按照机翼结构设计的原则,对内部结构还未确定的机翼提出了一种通用的变形计算方法。机翼的平面形状可看作由多个梯形组成,机翼弯曲变形为三次函数,扭转变形为一次函数。只要给定翼梢挠度与扭转角,即可计算机翼变形情况下的几何模型,使代理模型能够预测变形后机翼的气动载荷分布。文中给出了两个实际机翼的算例。算例结果表明,本文模型预测的变形与实际结构有限元分析给出的变形吻合较好。     

基于等效刚度矩阵的复合材料机翼盒段优化设计

通过刚度矩阵转换,将复合材料层合板等效成正交各向异性材料板,并采用beam单元模拟加筋桁条。将机翼盒段的蒙皮厚度和加筋桁条面积作为设计变量,机翼盒段的质量作为目标函数,运用多岛遗传算法和序列二次规划算法相结合的优化方法,对多变量、多约束条件下的大展弦比复合材料机翼进行结构优化设计。通过算例分析,机翼的复合材料结构质量下降了9.55%,优化时间较短。     

一种适用于梁式机翼的变形重构方法

针对航空航天领域飞行器机翼结构实时变形监测的需求,研究了一种基于结构表面应变测量的变形重构方法。该方法采用应变传感系统测得结构表面应变,再通过Ko位移理论实现应变-位移转换,重构测点处的变形,从而为结构健康监测系统、控制系统以及故障预测提供参考,保证结构运行的安全性。首先以等强度梁为对象,对该方法进行了实验分析;进而采用梁式机翼结构,通过对翼梁结构有限元建模,对该方法展开研究。实验和有限元分析结果均验证了该方法在梁式机翼结构变形重构研究中的可行性和可靠性。     

无人机全复合材料机翼的结构有限元分析

为满足UAV机翼的结构强度及隐身要求,机翼采用全复合材料结构,在目前的无人机机翼结构的材料性能、载荷等条件下,对机翼进行了静强度及动力学分析,通过应用有限元分析软件和计算软件对全复合材料机翼进行了建模和静强度分析与动力学分析。     

基于NASTRAN的某复合材料机翼综合优化设计

基于NASTRAN软件,研究了在机翼打样设计阶段考虑颤振约束条件进行结构综合优化设计的方法.气动载荷采用亚音速偶极子格网法计算,颤振分析采用v-g法,优化中以最小质量为设计目标,设计变量为蒙皮铺层参数.对某复合材料后掠翼进行优化设计,设计结果满足静强度和刚度要求,颤振性能大幅度提高,对工程设计具有一定的参考作用.     

轴向受载的Bernoulli-Euler薄壁梁的弯扭耦合动力响应

建立了一种普遍的解析理论用于研究确定性载荷作用下轴向受载的单对称Bernoulli—Euler薄壁梁的弯扭耦合动力响应。首先通过直接求解轴向受载的单对称均匀Bernoulli-Euler薄壁梁单元弯扭耦合振动的运动偏微分方程，给出了计算其自由振动的精确方法，并导出了轴向受载的Bernoulli—Euler薄壁梁自由振动主模态的正交条件。然后利用简正模态法研究了确定性载荷作用下轴向受载的Bernoulli—Euler薄壁梁的弯扭耦合动力响应，该梁所受到的载荷可以是集中载荷或分布载荷。最后假定确定性载荷是谐波变化的，得到了各种激励下封闭形式的解，并针对具体算例讨论了动力弯曲位移和扭转位移的数值结果。     

水平力下板柱结构等代梁等效宽度系数的研究

指出了水平力作用下板柱结构的等代梁应是变截面梁,与柱相交处的等代梁宽度比跨中的小;同时按刚度相等原则,给出了折算成等截面等代梁宽度的计算方法。提出了影响等代梁等效宽度系数的主要因素为受扭构件的抗扭刚度与板的抗弯刚度的比值,并通过弹性有限元分析,给出了以这个比值作为参数的板柱结构内框架和边框架等代梁等效宽度系数计算公式。     

大变形条件下机翼法向载荷的随动加载技术

在静强度试验中大展弦比机翼的变形量会随加载级数的增加而增大,机翼法向载荷方向也会随之发生变化。为提高机翼在大变形条件下法向载荷加载的准确性,本文以机翼为研究对象,考虑其非线性变形的特点,提出了一种随动加载技术,即随着机翼的变形,作用在机翼上的法向载荷作动筒的方向也随之调整变化,保证机翼所受载荷始终沿法向,同时设计了验证试验进行验证。试验结果表明,该随动加载技术可用于大变形机翼法向载荷加载,为机翼静强度试验加载提供了一种新的方法。     

Flutter Analysis of Aircraft Wing Using Equivalent-Plate Models with Orthogonal Polynomials

A method of equivalent simplification,using equivalent-plate models(EPMs),is developed.It is to achieve goals of rapid modeling and effective analysis in structural dynamics and flutter analysis of complex wing structures.It is on the assumption that the wing structures discussed are composed of skin,beams and ribs,and the different plate units(such as skin,beam web,rib web)are not distinguished in modeling,which is to avoid the complex pre-processing and make it more generalized.Taking the effect of transverse shear deformation into consideration,the equivalence is based on the first-order shear deformation theory,and it can import the model files of MSC/NASTRAN and process the information to accomplish the equivalent modeling.The Ritz method is applied with the Legendre polynomials,which is used to define the geometry,structure and displacements of the wing.Particularly,the selection of Legendre polynomials as trial functions brings good accuracy to the modeling and can avoid the ill-conditions.This is in contrast to the EPM method based on the classical plate theory.Through vibration and flutter analysis,the results obtained by using EPM agree well with those obtained by the finite element method,which indicates the accuracy and effectiveness in vibration and flutter analysis of the EPM method.     

弹性支撑条件下分段轴压阶梯梁自由振动及稳定性分析

分析了在各种经典及其派生弹性支撑边界条件下任意多段分段常轴压阶梯梁的自由振动和稳定问题,得到了形式统一的封闭解析解。首先采用分布传递函数方法,得到了轴压等截面梁在各种边界条件下自由振动及稳定性分析的解析解,然后根据分段轴压阶梯梁横截面弯曲刚度和轴向压力沿轴线的变化情况,将梁分成多段子梁,再利用各子梁的解析解以及各子梁间的位移连续和力平衡条件,得到粱的各阶自由振动频率和失稳载荷及其相应的模态形状。最后通过三阶梯梁的三个算例验证了本文方法的正确性,并针对各种边界条件,计算了各种边界条件下分段轴压四阶梯梁自由振动的前三阶固有频率和失稳载荷参数,分析了固有频率和失稳载荷与其模态形状的关系,探讨了弹性支撑条件下轴压阶梯梁固有频率随弹簧常数的变化趋势。     

碳/环氧复合材料的电阻-应变自诊断基础研究

本文研究了碳/环氧复合材料在拉伸和弯曲过程中试样电阻率随外力作用而变化情况,并建立了电阻与应变关系曲线。结果表明,实验过程中电阻变化能够反映材料受力和破坏情况的特性,因此可以将这一特性作为研究碳/环氧复合材料自诊断的基础。     

流向入射涡与后翼相互作用分析

涡翼互作用现象影响航空运输编队飞行的效益和配对进近的安全。采用数值模拟方法,针对无入射涡影响的后翼以及稳定状态下的入射涡位于后翼3个典型展向位置共4种情况,研究入射涡与后翼的相互作用。对比分析了基于Q准则的三维涡量、不同流向位置的涡量,以及后翼吸力面静压系数、气动参数和滚转力矩系数等。研究结果表明:稳定状态下的入射涡在后翼外侧时,翼尖涡受上洗运动影响;在内侧时,受下洗运动影响。两种情况下,翼尖涡强度均受到抑制。入射涡越靠近后翼翼尖,后翼升力系数、升阻比、滚转力矩系数越大,且在其与后翼翼尖重合时都达到最大值。这一结果可为编队飞行和配对进近的前后机布局提供参考。     

轴向受载的Timoshenko薄壁梁固有振动和稳定性的理论分析

通过直接求解轴向受载的单对称均匀Timoshenko薄壁梁单元弯扭耦合振动的运动微分方程，推导了其动态传递矩阵，讨论了轴向力对弯扭耦合Timoshenko薄壁梁的固有频率的影响，并得到了零频率振动（弹性屈曲）发生时相应的轴向载荷，娄值结果表明，本文的方法在其适用范围内是精确有效的。