机翼低速风洞试验颤振模型优化设计方法

对于机翼的低速风洞颤振试验模型设计中涉及学科多、难度高、工作量大、周期长等问题,把具有很好的全局和局部寻优能力且收敛速度很快的遗传/敏度混合优化算法应用于模型设计过程;详细说明了遗传/敏度混合优化算法的优化设计原理、设计过程,以及应用范围;论述了机翼颤振模型设计的基础理论和设计思路;根据实际问题的物理模型,并通过对机翼颤振模型设计原理的分析,建立了优化设计的数学模型;通过优化设计方法的实际应用,完成了设计工作,提高了设计效率,保证了设计精度,该设计方法所得到的设计结果与计算得到的设计要求之间的误差在5%以内;在此基础上建立了完整的机翼颤振模型工程优化设计方法,使该方法能够应用在模型设计的很多方面,为工程设计提供了一种有效的手段.      

大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性剪裁

在考虑结构几何非线性、气动非线性影响的基础上,由气动弹性问题的最普遍方程,获得大展弦比柔性复合材料机翼颤振问题的非线性稳定性分析方程.使用解析方式推导得到机翼的临界颤振速度、颤振频率对于设计变量的灵敏度表达式.展示了复合材料机翼的铺设构型和铺层角对气动弹性特性的影响,指出产生负弯扭耦合效果的机翼截面构型有利于机翼的气动弹性性能.以机翼颤振速度作为目标函数,复合材料铺层角为设计变量进行了气动剪裁优化设计,在得到最优化的铺层构型和铺层角的同时,也比较了本文解析敏度和数值差分敏度得到的优化结果.      

混合遗传算法在气动弹性多学科优化中的应用

利用遗传/敏度混合优化算法对复合材料前掠翼飞机进行气动弹性剪裁设计研究.在满足强度、位移、升力效率、副翼效率、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下,以机翼复合材料蒙皮铺层的厚度为设计变量,对蒙皮进行重量最小化设计.研究表明,在飞机结构初步设计阶段单纯使用基于敏度的优化算法,很难满足设计上的要求;使用遗传/敏度混合优化算法可以取得较好的结果,该方法适用于飞机结构初步设计.还研究了偏轴角对优化重量的影响.分析结果显示,对于文中所研究的这类蒙皮使用由0°、90°和±45°纤维组成的铺层的复合材料前掠翼飞机,在满足多个约束条件的前提下,其优化重量对于偏轴角的变化相对不敏感.      

考虑壁板刚度匹配的大型飞机复合材料机翼气动弹性优化设计

针对大型飞机复合材料机翼,发展了一种考虑壁板刚度匹配的气动弹性优化设计方法。基于敏度算法,以结构质量最小化为目标,以壁板刚度匹配、颤振速度、翼尖变形、设计许用值、工艺性等为约束,在严重载荷状态下设计复合材料机翼结构,研究不同壁板刚度匹配要求对于优化设计结果的影响,并与传统优化设计结果进行比较。结果表明:考虑壁板刚度匹配需要付出一定的结构质量,但对局部稳定性设计、损伤容限设计和大型复合材料壁板制造有利;壁板刚度匹配设计范围对于优化设计结果影响显著,需要根据设计和制造要求合理确定;压缩设计许用值是影响复合材料机翼气动弹性优化设计的关键约束。      

轻型空间相机主承力基板结构拓扑优化计

针对目前轻型空间相机主承力基板在结构设计过程中难于同时保证重量轻且刚度高的问题,提出了采用拓扑优化设计思想进行设计的方案.通过建立基于变密度方法的拓扑优化设计数学模型,运用Nastran软件对相机主承力基板进行拓扑优化设计,给出了主承力基板的最优设计方案.经过拓扑优化后相机主承力基板质量从初始的36.8 kg降低到15.4 kg,轻量化程度达58.2%.采用有限元分析方法对拓扑优化的结果进行了模态分析,以验证主承力基板刚度分布是否合理.通过0.5 g扫频振动试验对有限元分析结果进行验证,振动试验结果表明,主承力基板结构一阶自然频率理论分析与试验结果偏差1.86%,充分证明理论分析结果的正确性和准确性.整个优化设计过程证明,采用拓扑优化设计方法大大提高了研制效率,增强了空间相机主承力基板结构的性能,有效降低了基板的重量,满足系统设计要求.     

充气式机翼的颤振特性分析

充气式机翼的结构刚度由内充气压决定,其颤振特性需要建立静、动力学耦合的分析方法.机翼结构刚度和固有振动特性需要在静力分析基础上计算,进一步计算非定常气动力,从而采用传统的颤振计算方法分析其颤振特性.针对某一充气式机翼采用膜单元建立了有限元模型.在不同内充压条件下,对充气机翼进行了静力分析得到其结构刚度;然后对机翼进行模态计算和颤振分析.研究表明:各阶模态的频率随内充气压的升高而升高;除典型的弯扭模态外,充气机翼的弦向弯曲模态频率较低;充气机翼的颤振形式除常规的弯扭模态耦合外,弦向弯曲模态同样会发生颤振;机翼的临界颤振速度随内充压的变化近似呈分段线性变化;临界颤振模态及耦合分支在一定气压范围内保持不变.      

基于等效梁模型的长直机翼动力学与颤振分析

针对多自由度的复杂结构,建立简化的等效结构模型,可以快速、有效地进行结构分析.采用能量等效的方法,将多自由度、结构复杂的长直结构等效为空间梁,推导得出等效梁的刚度值和惯量值,利用有限元法得到总体刚度阵和质量阵.针对某机翼模型,得出了等效梁的刚度值和惯量值,进行了振动和颤振特性分析,并分别与有限元软件的计算结果作了对比.结果表明:该等效建模法大大降低了结构自由度,振动及颤振分析误差较小,而且其主要参数值方便修改,因此该方法可用于飞行器的初级设计或结构优化设计.     

设计敏度在气动弹性遗传优化中的应用

利用遗传算法和遗传/敏度混合优化算法对某复合材料机翼进行气动弹性优化设计研究,并提出在使用这两种算法时根据设计敏度信息计算设计变量的重要性指标、从而确定主要和次要设计变量、进而调整设计变量变化域的方法,以提高算法的寻优效率.研究表明:设计变量变化域的定义直接影响遗传算法和遗传/敏度混合优化算法的寻优效率,特别是单独使用遗传算法时影响程度更大;定义时应该在确保设计空间包含足够的优秀可行解的前提下,尽可能地缩减搜索空间.所提出的基于设计敏度调整设计变量变化域的方法在实际应用中能取得较好的效果:该方法既能明显提高遗传算法和遗传/敏度混合优化算法的搜索效率,又能显著增强两种算法辨识可行域的能力.      

水平弯曲刚度对大展弦比机翼颤振的影响

高空长航时飞机普遍采用小后掠角大展弦比机翼,飞行时机翼具有较大变形．几何非线性加剧机翼结构水平弯曲与扭转的刚度耦合,水平弯曲模态在颤振分析中的作用已不可忽略,对机翼气动弹性特性影响显著．将结构在给定来流攻角的静平衡位置附近线化,以求解结构的固有振动特性,并应用考虑翼面变形的片条理论计算非定常气动力,用 p-k 法计算颤振速度．以金属梁式机翼为对象的颤振计算结果表明,水平一弯模态参与耦合的机翼颤振速度低于线性颤振速度．增大水平弯曲刚度有助于这类颤振速度的提高,而扭转频率的影响也要加以考虑．     

高超声速飞行器多段弹道协作优化

利用协作优化方法求解了高超声速飞行器多段弹道整体性能最优问题.将高超声速飞行器在垂直平面的弹道分成多段,对引入段、滑行段、下降段进行了优化设计,期望引入段终端时刻速度最大、滑行段距离最远、下降段时间最短.把3段弹道当成3个学科,以攻角和各段的初始状态作为输入,以末端状态作为输出.开发了并行协作优化设计软件coplatform,并求解多段弹道的整体最优解.其计算结果与all in one方法和全局敏度GSE(Global Sensitivity Equations)方法求得的结果一致,也验证了协作优化方法的有效性.      

基于代理模型的QPSO算法及结构优化应用

针对复杂结构的工程优化通常涉及到高度非线性的问题,采用基于迭代的传统优化算法可能无法获得全局最优解。在此研究背景下,文章引入量子粒子群优化算法(Quantum Particle Swarm Optimization, QPSO),提出了基于克里金（Kriging）代理模型的QPSO算法,通过构建环形桁架可展天线动力学性能的代理模型,对环形桁架可展天线结构参数进行了优化设计的应用研究。研究结果表明,基于Kriging代理模型的QPSO算法计算效率较高,环形桁架可展天线的基频及最大冲击响应面非线性特征显著,并通过将计算所得到的最优解与有限元解进行对比,验证了此方法的计算精度。由此可见,此方法的研究可为复杂结构的优化设计、研制提供一定的参考。     

基于试验气动力的飞机副翼效率优化

针对弹性后掠翼飞机在使用试验气动力分析时所出现的副翼反效问题,利用遗传算法对机翼结构进行优化.弹性飞机副翼效率计算采用试验气动力.重点针对一个发生副翼反效的严重飞行状态点进行了机翼结构优化,对比分析了优化前后副翼效率、相同副翼偏度下所产生的滚转率随飞行动压的变化及颤振特性的变化.并比较了基于试验气动力的情况下只针对单一飞行攻角的优化结果和同时考虑多个飞行攻角的优化结果,分析了飞行攻角对优化结果的影响.结果证明:利用结构优化方法可有效在详细设计阶段解决弹性飞机严重飞行状态点副翼反效问题,并且优化结果对飞机颤振特性基本无影响.     

基于二级多点逼近算法的航天器结构优化设计

在某新型卫星结构研制的初样阶段,建立了卫星初始设计的有限元模型.以主承力桁架结构中各梁的截面尺寸为设计变量,考虑整星模态频率和强度约束,建立了以结构重量最轻为目标的优化模型.应用二级多点逼近优化算法进行了结构优化计算,在每一个计算周期中,原结构优化问题先转化为具有较高精度的第1级多点近似问题,该问题则通过可由对偶法快速求解的第2级近似问题逼近.经过初步试算、设计改进和再优化3个阶段,设置并进行了一系列的优化计算,逐步明确了设计的方向和各结构参数的取值范围,得到了合理的可行方案,为该卫星平台结构初样的详细设计提供了参考,同时表明所采用的优化方法适用于工程结构优化问题.      

高速柔性转子支承松动力学特征及动力特性

针对高速柔性转子支承松动的结构特征、力学特征以及多支点转子系统动力学设计的需要,研究了转子支承结构松动引起支承刚度非连续变化的产生机理,建立了支承松动转子系统动力学模型,分析了支承松动转子系统存在混沌运动的条件,即当转子动力特性对支承刚度变化敏感时,受支承刚度阶跃影响,支承松动转子系统会产生混沌运动。根据多支点转子系统动力学特性与支承结构位置、刚度的相关性,采用优化支承位置和支承刚度的方法,使转子动力特性对支承刚度非连续变化不敏感,为多支点高速柔性转子系统的动力学优化设计提供了设计途径。     

基于灵敏度分析的结构-声学鲁棒优化设计

针对工程中普遍存在的结构-声场耦合系统,充分考虑系统本身及外载荷的不确定性,提出了求解系统响应范围的区间有限元分析方法及鲁棒优化设计模型.从耦合系统的平衡方程出发,利用中心差分方法得到了系统响应的灵敏度计算公式.引入区间变量来表征信息不足的不确定参数,借助一阶泰勒展式,可以快速估算系统响应的区间上下界.在结构鲁棒优化设计过程中,通过引入灵敏度指标,将原不确定单目标优化问题转化为确定的多目标优化问题.为保证结构性能更加稳定,利用区间可能度刻画约束条件的鲁棒性.数值算例通过某弹舱模型弹性板厚度的优化设计,验证了所建立的鲁棒优化模型及算法的有效性.      

卫星天线复合材料框架的铺层优化设计

为了改善卫星天线复合材料框架的结构动力学性能,提出了一种针对卫星天线框架复合材料铺层的两阶段优化设计方法。阶段Ⅰ以各铺层的角度为设计变量进行铺层顺序优化,框架基频的最大化为优化目标,铺层数的最大值为约束条件。其中设计变量用一种多进制码来表示,并将多进制码映射为连续变量,应用粒子群优化(PSO)算法对阶段Ⅰ优化模型进行求解。在阶段Ⅰ优化结果的基础上,阶段Ⅱ主要是优化复合材料的层数,以基频最大化与质量最小化为优化目标建立多目标拓扑优化模型,应用第2代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)进行求解。为了验证该方法的有效性,对某大型卫星天线复合材料框架进行优化设计,结果表明:该方法能有效地减小天线板复合材料框架的质量,并提高基频。     

航天器设备动力学分析模型简化方法与应用

针对航天器设备因构成复杂引起的动力学分析模型建模困难问题,提出一种基于拓扑优化技术的有限元模型简化方法,以设备实测质量特性为约束条件,通过拓扑优化方法确定设备有限元模型可行设计空间中的材料分布,实现对结构刚度性能的模拟,获得满足动力学特性分析需要的简化的设备有限元模型。应用该方法创建了某星敏感器简化有限元模型,得到的星敏感器简化模型与产品实际质量、质心位置和转动惯量特性基本一致,并且前两阶频率分析值与试验值之间最大偏差约为30%。将该简化模型应用于其支撑结构的动态响应性能评估,两者组合体固有频率及加速度响应趋势的分析数据在450Hz以下的频率范围内与试验数据吻合较好,固有频率最大偏差约为39%。星敏感器简化模型的应用验证了基于拓扑优化技术的有限元模型简化建模方法的可行性,为航天器上复杂设备动力学分析有限元模型的简化建模提供了一种新的解决途径。