基于NASTRAN节点载荷批处理的编码技术

飞机载荷主要涉及气动载荷、地面载荷、惯性载荷等,载荷的工况也是琐碎繁多,如何将不同工况、不同部件、不同类型的载荷批量化生成利用NASTRAN进行有限元分析的接口文件,是飞机强度分析输入的关键技术。通过特定的载荷编码技术并结合NASTRAN载荷定义的卡片格式,将某型飞机90种严重工况下的气动节点载荷、地面节点载荷、惯性节点载荷按照一定编码批处理地导入NASTRAN的bdf文件中,分析和计算表明该方法具有良好的载荷识别性能和准确性以及较高的载荷输入效率。     

曲面样条函数在翼面气动载荷处理中的应用

介绍了利用曲面样条函数进行翼面气动压强系数Cp插值，将气动载荷方便快捷地处理成有限元节点载荷的计算方法。     

两种计算起落架节点载荷方法的比较

Fortran语言编程和有限元是计算起落架节点载荷的两种常用方法。本文运用两种方法计算了某型飞机起落架节点载荷,比较了两种方法的优劣,并得出相关结论。     

一种基于精确刚度分析的刚性连接单元

NASTRAN刚性连接单元RBE3中的权因子需要人为设定,由此导致分配节点载荷具有较强的主观性。针对该问题,基于结构刚度矩阵的缩聚原理提出一种精确的刚性连接单元,该单元可将指定节点上的载荷精确分配至结构的主要承力节点,并能有效克服RBE3单元中权因子不直观且难以确定的缺点。通过算例验证,表明采用本文所提出的精确刚性连接单元可以精确完成由加载节点到主要承力节点的载荷分配计算,且所得载荷分配结果更为精确可靠。     

典型起落架的通用载荷谱分析及传载计算

为了对典型结构前起落架的一般受载、传载等情况进行研究,首先按照飞机地面操纵的不同阶段,分析起落架相应的多种工况,给出起落架载荷谱的分解模型及计算方法;然后建立通用前起落架的力学模型和载荷传递的数学模型,根据载荷谱上选取的受载严酷的工况点并结合一组具体可行的飞机参数,通过解析方法求解前起落架传力模型的节点载荷;最后通过载荷谱与传载数学模型相结合的方法,求解出起落架主承载点的极限载荷,该极限载荷可作为后期疲劳寿命评估的数据基础。本文的研究方法可为起落架的载荷谱求解、起落架承载性能分析等提供理论依据。     

复合材料板壳任意位置处载荷识别

提出了一种受载单元判别法,根据遗传算法生成的染色体所对应的载荷作用点的横、纵坐标和每个单元四条边间的几何关系,判断出集中载荷作用的单元,再根据力的等效分配原则,把载荷等效分配到所在单元的节点上,进而基于有限元分析和遗传算法自身优越的全局搜索能力实现作用于复合材料结构网格节点或单元内部任意位置处的载荷识别.与现有的神经网络识别法和有限元反分析法相比,该方法具有能够识别非网格节点处的载荷的优点,且仿真算例表明其识别精度更高.      

飞机结构全机有限元计算检查方法初探

为有限元模型组装、原始载荷处理、节点载荷生成、典型工况计算四个全机有限元计算步骤建立了数据校对和检查方法。对计算模型和载荷数据严格的检查流程不仅可以降低分析中人为疏失的概率,而且可以提高效率,进而提升飞机结构强度设计能力。     

结构有限元计算的载荷前处理方法与程序设计

提供了一个解平板结构有限元静力计算的载荷前处理方法与计算机程序。首先引入了面积坐标的概念,然后利用静力等效原理求得满足结构有限元计算的等效节点载荷,最后采用Fortran—77语言将计算公式编写成计算机程序。该程序适用于VAX—11/780计算机及IBM系列微型计算机。采用本程序计算可以使结构有限元计算的前处理工作带来极大的便利。     

大展弦比柔性机翼的结构与气动耦合特性分析

针对人展弦比柔性机翼，本文提出了一种考虑结构与气动相互耦合的静气动弹性分析方法，通过以下迭代过程得到结构变形和气动载荷的稳定状态：采用亚音速面元法年和核函数法计算气动影响系数和翼面升力：采用有限元技术计算结构变形：采用B样条函数实现结构网格变形到气动网格变形的插值；采用载荷等效的二角形方法进行气动载筒和有限元节点载荷的转换。最后，通过一个后掠翼算例计算了柔性下的静气动弹性响应，并与刚性情况进行了对比。     

基于弹簧-悬臂梁模型最小变形能的气动载荷分配方法

在进行气动载荷到结构载荷转换时使用弹簧-悬臂梁模型来代替悬臂梁模型,解决了如果气动载荷点与部分结构节点重合则会导致难以求解的问题,载荷分配结果符合“近大远小”的规律,且分配前后完全符合等效性。研究了模型参数对载荷分配结果的影响,讨论了利用悬臂梁与弹簧刚度比,刚度与目标点距离的比来控制分配结果的方法。另外,讨论了使用构造函数代替物理模型的方法。     

柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究

以某歼击机为例,按《军用飞机强度和刚度规范》要求,重点介绍了考虑飞机结构柔性和非线性气动力特性、气动载荷分布的飞行载荷计算方法和计算结果,并对柔性飞机的非线性气动力特性和气动载荷分布对飞行载荷计算状态和严重载荷设计情况选取的影响进行了对比和分析,确定了飞机严重载荷设计情况和设计载荷,从而得出一些具有实际工程参考价值的结论。分析表明,所提出的飞行载荷计算方法合理有效,计算结果合理可信。     

基于ISIGHT/NASTRAN的机翼翼梁的结构优化设计

在满足机翼强度要求的情况下,集成ISIGHT/NASTRAN对机翼翼梁进行结构优化设计。在结构优化中以结构质量为目标,腹板MISES应力、缘条轴向应力以及缘条最大最小BEAM单元应力为约束,重点考虑主传力元件翼梁的腹板厚度和对应缘条的截面尺寸。在给出机翼有限元模型加载时采用自编的PCL语言将气动力等效到附近节点上。优化后两梁的质量为8.207 kg,相比优化前两梁质量10.07 kg减少了18.5%,明显地减少了两梁的耗材,并且优化结果满足强度要求。     

飞机结构部件飞行载荷估算方法研究

介绍一种考虑飞机各部件间相互影响（干扰）的气动载荷估算方法。把该方法用于估算全动平尾的飞行载荷,并用它估算了Ｆ－７全动平尾在对称机动情况下的飞行载荷,且与飞行实侧载荷作了比较。结果表明,估算和实测载荷相差１０％左右。这种估算方法,在飞机设计阶段,可用于估算飞机其它部件（机翼、垂尾等）飞行载荷。     

带后缘小翼的旋翼振动载荷计算

建立了考虑弹性桨叶、刚性小翼的旋翼气动弹性分析模型和旋翼载荷计算方法.以广义质量和广义力的形式描述小翼惯性力和气动力对系统的影响,以非定常/动态失速模型计算剖面气动力,结合基于实验数据修正的组合气动模型计算带小翼部分的剖面气动力,集成大变形桨叶模型考虑弹性变形的非线性,以力积分法计算桨叶剖面振动载荷.通过计算分析与实验结果相比较,验证了建立的气动弹性模型和载荷计算方法.结果表明:建立的桨叶结构模型精度很高,气弹模型能够准确预测旋翼的振动载荷,挥舞弯矩平均误差控制在9.1%,使用修正的小翼气动模型能有效提高小翼运动时桨叶振动载荷的计算精度.      

计算振动翼面非定常气动力的Fourier级数展开法

将翼面绕基准状态作任意形态的振动,用Ｆｏｕｒｉｅｒ级数展为ｎ个不同振幅、不同频率的谐波;用Ｇｒｅｅｎ函数法计算每个谐波引起的非定常气动力;然后在时域中将它们叠加,即可求得该翼面在时域中以给定的波形作振动时的非定常气动力。重点讨论了翼面作接近方波形振动时的非定常气动力。算例表明,该方法所得结果与其他方法及实验结果吻合。     

喷流作用下的单边膨胀后体气动载荷

高隐身无人机为提高侧向、后向隐身指标,机身和喷管-后体结构的一体化设计尤为重要,该设计在气动、结构、强度等领域带来了新的挑战,喷流作用下的气动载荷预测是其中一个关键问题。利用CFD方法结合风洞试验数据,对高隐身无人机喷管-后体结构的稳态、动态气动载荷及其影响规律进行研究,结果表明：喷流形成的复杂波系投影到后体壁面上会形成压力、吸力交替的气动载荷,该载荷分布对喷管落压比极为敏感,小幅度的落压比变化即可能导致载荷方向变化;稳态气动载荷分布也会受到来流速度、次/主流流量比等的影响。基于IDDES方法的数值计算对动态气动载荷有不错的预测精度,将流场划分为喷流主流与次流掺混区、喷流核心区、喷流与外流掺混区等几个区域,有助于从流动机理上揭示脉动压力的分布规律,且得到了试验验证。动态载荷极值区位于喷流区边界,正是气流剪切掺混最强的位置,而喷流核心区尽管稳态气动载荷强,但动态气动载荷相对较低。     

螺旋桨桨毂疲劳试验加载方法

为解决螺旋桨桨毂疲劳试验中气动载荷、离心载荷的干涉问题,基于对桨毂所受载荷及其可测试性的分析,设计了加载方法.灵活运用全桥电路试验原理,通过载荷的动、静态标定等流程环节,形成以控制应变输出为基础的加载方法.对载荷标定过程中非标定载荷与标定载荷的相关性及其引起的加载误差进行了分析,采用应变线性叠加法减小了两种载荷的相互影响,从而实现气动载荷和离心载荷的准确施加,加载系统的误差在5%以内.      

High-speed wind tunnel test of the CAE aerodynamic validation model

For the purpose of establishing and validating aerodynamic performance predictions at transonic Mach numbers, a wind tunnel test was conducted in the High-Speed Tunnel (HST) of the German-Dutch Wind Tunnels. The test article is the aerodynamic validation model from the Chinese Aeronautical Establishment, which is a full-span scale model representation of a business jet aircraft. The wind tunnel test comprised of parallel deployments of balance, pressures, infrared thermography, and model marker measurement techniques. Dedicated investigations with a dummy support were conducted as well, in order to derive and correct for the interference that the support system imposed on the overall model loads. This enabled the establishment of a comprehensive dataset in which the steady overall model loads, the wing load distribution, the state of the wing boundary layer, and the aeroelastic wing shape were quantified for conditions up to and beyond the cruise Mach number of 0.85.     

大展弦比复合材料机翼结构建模与气动弹性分析

建立了具有任意截面形状的大展弦比复合材料翼的结构模型。研究了机翼的两种铺设方式：即周向均匀刚度配置（CUS）和周向反对称刚度配置（CAS）。对于复合箱梁情形,目前的结构建模方法正确性通过ANSYS有限单元软件得到了验证。为了研究具有NACA0012翼型的大展弦比复合材料机翼的气动弹性问题,利用线性ONERA空气动力模型来描述小攻角情形下的非定常空气动力载荷。最后,利用U—g法预示了机翼在各种复合层铺设角度下的颤振速度。