大尺寸复合材料RTM波纹梁设计优化

为了对使用Resin Transfer Molding(RTM)工艺制造的大尺寸复合材料波纹梁进行结构减重设计优化,运用CATIA软件复合材料设计模块对大尺寸波纹梁进行多厚度分区设计,并编制FORTRAN软件二次开发程序对波纹梁铺层角度和顺序进行优化,进行静强度计算,设计并进行波纹梁剪切试验,制造的波纹梁在某型飞机上成功应用并取得了明显的减重效果。     

强度自动化平台在结构优化设计中的应用

鉴于MDO相关技术在工业中的成功应用,利用其相关技术搭建了强度自动化平台,将其应用到直升机结构优化设计中,并以直升机舷梯门为例,开展结构减重优化设计。根据直升机舷梯门实际结构形式,通过编辑bdf文件实现CAE模型参数化,明确了优化过程中的设计变量、约束与目标。编写Fortran子程序对结果文件进行后处理,自动实现约束判断。采用修正可行方向法(MMFD),对每次的计算结果进行优化判定,最终得到减重优化结果。最后,利用部件级的舷梯门减重优化的成功实现,提出了搭建直升机全机减重优化平台的设想。     

白车身轻量化设计分析

针对某轿车减重的项目要求,利用有限元灵敏度优化分析技术,基于经试验验证后的有限元模态分析模型建立灵敏度优化分析模型,用MSC．Nastran求解得到灵敏度矩阵和设计变量的迭代历史过程。结合灵敏度分析对基础模型减重,并对减重后的模型进行刚度、碰撞等相关性能的验证,完成轻量化分析研究。     

民机制造环节的重量控制和减重措施研究

重量控制贯穿民用飞机从设计、制造到运营的全生命周期。尽管飞机重量的决定性因素主要在设计环节,但从国内外飞机制造商的经验来看,在飞机量产阶段仍有优化的余地。对国内外飞机制造商在飞机制造环节的减重经验进行总结,并重点阐述波音公司在制造过程中的重量预警项目（Manufacturing Weight Awareness Process,简称MWAP）,以期有所启发。     

低速风洞试验模型轻量化快速制造技术

介绍了某飞机模型后机身和滑轨整流罩零部件制造过程,并与机加零件进行经济性对比分析。风洞试验模型桶段类后机身部件采用轻量化树脂泥模具及VARI工艺制造方法,重量减轻58%,周期缩短16%,成本增加20%。滑轨整流罩等异形零件采用选区熔化增材制造方式,与机加滑轨整流罩相比减重86%,研制周期和成本略有增加;与复材滑轨整流罩相比减重48%,制造周期缩短42%,成本降低28%。     

先进复合材料制造及过程控制技术

先进复合材料在民用飞机中的大量应用带来了突出的减重优势和经济效益,同时对复合材料制造技术和成型质量提出了高标准要求。针对先进复合材料在民用飞机中的应用,介绍了国内外先进的大型民用飞机中典型复合材料构件的制造方案,并按照过程质量控制要求,从原材料、工艺过程及产品检验三方面进行了复合材料构件制造过程质量控制分析。分析表明,发展基于自动化的先进复合材料整体成型技术并实现复合材料制造过程的高水平控制,对满足民机适航性和经济性的高标准要求、实现复合材料在民机领域的大规模应用与批产具有重要意义。     

复合材料热压罐成型模具设计研究

模具设计不仅需要考虑工程、工艺输入,还需要考虑制造加工能力、运输、使用及相关设备能力等因素,使设计出的模具不仅能制造出合格的复材制件,还能达到降低成本、方便使用的更高目标。目前,减重、变形控制、人性化设计等是模具优化的发展方向,利用不断升级的设计工具,结合实践经验的积累,复合材料成型模具将会得到更好的优化,从而促进复合材料在航空领域的发展。     

增材制造技术在航空发动机中的应用

受制于传统制造工艺,航空发动机零件多年来一直存在制造成本高、周期长、减重困难、设计空间有限的问题。与传统制造工艺相比,增材制造技术具有明显的优势。本文阐述了增材制造技术在直接制造和零件修复领域的应用,分析指出了该技术在航空发动机领域的广阔前景。     

声音

材料与结构同时形成于制造过程显示了复合材料的材料/工艺/设计一体化的特点,高减重效率、高性能和低成本是飞行器复合材料结构技术追求的目标。降低飞机复合材料结构成本的途径主要有:(1)改善基体树脂的     

增材制造技术在航空航天金属构件领域的发展及应用

受传统制造工艺的限制,航空航天产品一直存在生产周期长、制造成本高、减重困难等问题,迫切需要开发出航空航天产品高效快速研制方法。与传统制造工艺相比,增材制造技术以其完全不同的制造理念迅速成为制造技术领域的新方向。阐述了金属增材制造(激光/电子束/电弧)技术种类、优势、深入研究和成果应用。     

翼梢涡的结构与控制方法探索

本文的研究目的是弄清机翼翼梢涡的结构及安装翼梢扰流片对翼梢涡的影响,研究方法是设计制作了几种不同的扰流片,分别把它们安装到一个基本翼的翼梢上,利用氢气泡显示法在槽中观察了无附加扰流自发安装不同扰流片时翼梢涡的结构和衰减过程,利用激光测速仪在水洞中测量了有无扰流片时翼梢涡的周向速度分布,给出了翼梢涡影响标度的衰减曲线。实验结果表明：扰流片对翼梢涡的初期结构有影响,但对翼梢涡的中、后期发展影响不大。     

大型客机先进翼尖装置综合特性研究

 翼尖装置由于其良好的气动特性在航空界得到了广泛应用,然而它也使飞机的颤振及结构重量特性发生了变化。为了探求翼尖装置的综合特性,利用数值模拟方法对大型客机上最先进的3种翼尖装置(融合式、鲨鱼鳍式和阶梯式)进行了气动、颤振及重量3个方面的综合研究。3种翼尖装置减阻效果明显,但同时结构重量亦增加。翼尖装置均降低了机翼颤振速度。研究结果表明:加装翼尖装置后机翼颤振形态取决于翼尖装置的形式。相对于机翼颤振速度,翼尖装置形式对机翼颤振速度的影响是小量(1%~7%),且翼尖装置减阻和机翼压心外移的综合重量增益,为机翼结构设计提供了一定的设计空间。     

无尾飞机翼尖失速问题研究

首先分析了无尾飞机翼尖失速的特点，包括与其他布局形式共有的和自身特有的特点，重点是翼尖失速对无尾飞机飞行品质的影响。讨论了后掠角和尖削比这两个机翼外形参数对翼尖失速特性的影响。从空气动力学角度出发，根据2种不同的思路，综述了5种解决翼尖失速的方法，分析它们各自的作用原理。最后提出改善无尾飞机翼尖失速特性的若干建议。     

民用飞机翼尖设计研究

利用机翼翼尖装置减少机翼诱导阻力是飞机减阻研究的重要组成部分。综合介绍了机翼翼尖装置的减阻技术研究的新发展,着重讨论了几种典型的翼尖装置减阻原理、特性以及应用情况。研究结果表明,使用翼尖装置在减少诱导阻力方面会起到很大的作用。最后,基于翼尖装置的研究和发展现状,对其发展前景进行了评述和展望。     

用于变体翼梢小翼的伸缩栅格研究

翼梢小翼能抑制翼尖涡流形成、降低机翼的诱导阻力,翼梢小翼的高度是对减阻效果影响较大的参数之一.传统翼梢小翼仅针对巡航状态设计,而在起降、爬升等非设计状态减阻效果不佳.变体翼梢小翼能根据飞行状态主动改变几何外形和尺寸,实时优化减阻效果.为了实现变形,设计了一种用于变体翼梢小翼的伸缩栅格,通过步进电机驱动,可使翼梢小翼的高...     

民机先进翼尖装置气动特性对比研究

在民机上加装翼尖装置能够有效减小诱导阻力,提高巡航效率.采用计算流体力学方法,针对上反小翼、鲨鱼鳍和阶梯式三种先进翼尖装置进行了气动特性研究.对高、低速情形下诱导阻力、俯仰力矩和翼根弯矩进行了分析比较,所得结果可为民机翼尖装置的综合评估与选择提供一定参考.     

微型飞行器小展弦比薄翼流场中的翼尖涡特性分析

采用虚拟压缩方法求解三维不可压缩N-S方程,数值模拟了无弯度、有弯度两类微型飞行器低雷诺数小展弦比薄翼的流场,将得到的结果与实验进行了对比,数据间吻合较好.然后在此基础上分析了小展弦比薄翼的气动力特性,详细研究了小展弦比薄翼流场中翼尖涡的涡态结构及形成规律,在对小展弦比薄翼流场尾迹区的翼尖涡采用近似模型的基础上,对尾迹区翼尖涡的强度进行了分析.结果表明,翼尖涡是影响小展弦比薄翼气动力和流动分离特性的一个重要因素.     

基于线性稳定性分析的翼尖涡摇摆机制

在涡不稳定性特征的影响下，翼尖涡会在尾迹中发生摇摆运动。为了揭示翼尖涡摇摆的本质原因以及发展机理，采用体视粒子图像测速（SPIV）技术和线性稳定性分析方法对不同雷诺数和迎角下NACA0015等直翼产生的翼尖涡在尾迹区的不稳定性特征及发展进行研究。结果表明：在1~6倍弦长的尾迹区内，翼尖涡存在摇摆现象，摇摆幅值随流向放大，且摇摆运动沿流向逐渐呈现出各向异性特征；在大迎角条件下，翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快。采用线性稳定性分析方法，定量化分析翼尖涡的稳定性、空间/时间不稳定性放大率和扰动频率随流向的发展过程。结果显示，在雷诺数2.1×10⁵~3.5×10⁵范围内，翼尖涡均处于临界稳定状态，扰动频率为3~5 Hz。基于线性稳定性分析结果，发现在大迎角条件下翼尖涡时间/空间不稳定性放大率更大，解释了当迎角增大时翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快的现象。另外，由线性稳定性分析得到的最不稳定模态显示翼尖涡的横向速度扰动具有明显的方向性，从而诱导翼尖涡产生摇摆运动；速度扰动方向的周期性变化则使翼尖涡摇摆区别于一维的随机振荡，而是表现为在各方向均含有分量且具有主频的摇摆运动。这种由不稳定性导致的速度扰动是翼尖涡摇摆的内在机制，其不稳定性放大率控制着摇摆幅值的增长速率，而其横向速度扰动的方向性与周期性则决定了翼尖涡的摇摆特征。     

基于任意空间属性FFD技术的融合式翼稍小翼稳健型气动优化设计

 以非均匀有理B样条基函数为空间控制体属性,建立了任意空间形状自由变形(FFD)技术参数化方法。所建立的气动外形参数化系统通过FFD控制体的分布以及控制顶点的合理选取,能够对任意复杂外形进行参数化设计。首先采用FFD控制体对某型客机翼稍小翼进行空间属性构建;然后结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,采用分群粒子群算法以及误差反向传播训练算法(BP)神经网络进行稳健型气动优化系统的构建;最后对某型客机融合式翼稍小翼的后掠角、倾斜角和高度等参数进行稳健型气动优化设计,分析对比了优化前后翼梢小翼表面压力云图、截面压力分布及载荷分布。优化设计结果表明:设计后的翼稍小翼的升阻比与阻力发散特性明显提高。     

基于全局线性稳定性分析的翼尖双涡不稳定特征演化机理

相比于机翼产生的孤立翼尖涡，加装小翼之后的翼尖涡表现出双涡甚至多涡结构，并且呈现出更加复杂的不稳定特征。为揭示翼尖双涡结构不稳定特征及其演化机理，采用体视粒子图像测速（SPIV）技术和全局线性稳定性分析（LAS）方法对不同雷诺数和攻角下带双叉弯刀小翼的M6机翼产生的翼尖涡结构在尾迹区的不稳定特征进行研究。试验结果表明，对称布置的双叉弯刀小翼产生的翼尖涡包含上/下小翼产生的主涡（上/下主涡）结构，两者构成近似等强度的同转涡对，在相互靠近的同时以20 rad/s的角速度相互缠绕。对上/下主涡瞬时涡核位置的统计分析表明，翼尖涡摇摆幅值随流向位置逐渐增大，随雷诺数的增加而增大，随攻角的增加先增大后减小。对16倍弦长的尾迹截面处的翼尖双涡结构进行全局时间稳定性分析，不同工况下，上/下主涡最不稳定模态（模态P/模态S）的稳定性曲线变化规律与摇摆幅值的变化规律相一致，表明翼尖涡的摇摆源自于其内在的不稳定性特征。增加流向扰动波数，发现模态P切向波数逐渐增加；而模态S则是径向波数逐渐增加。不同工况下，模态P的切向波数为5~6，扰动波数分布在[2.75，5]的区间内，所对应的不稳定放大率均大于模态S，而不稳定放大率最大的模态扰动范围作用在上主涡的整个涡核区域，表明这种大切向波数的扰动模态在翼尖涡流控中的潜在价值，也意味着加装小翼会增加涡结构的个数，增强不稳定性的发展，有助于翼尖涡的快速失稳衰减。