基于拓扑优化和形状优化的桨叶结构设计

直升机旋翼桨叶剖面结构设计是研究旋翼动力学设计的基础。提出一种联合拓扑优化和形状优化的 两级优化设计方法,可用于桨叶剖面结构的设计。第一级优化以变密度法(SIMP)作为拓扑优化的材料插值方 法,以桨叶体积最小化为设计目标,约束桨叶节点位移和应力,建立桨叶的拓扑优化求解模型;第二级优化以重 构的桨叶模型为基础开展形状优化,降低局部应力集中以及找到合理的边界节点位置。对优化后的模型进行 有限元分析,结果表明:通过拓扑优化和形状优化的两级优化,能够得到满足强度和稳定性要求的结构布局,为 桨叶结构设计提供指导方案。     

旋翼转速优化直升机的纵向操纵性与稳定性分析

针对不同旋翼转速、桨叶弹簧刚度、平尾面积对旋翼转速优化(OSR)直升机操纵性、稳定性的影响,建立了飞行动力学模型,该模型以自由尾迹计算旋翼入流,考虑了旋翼尾迹对其他气动部件的干扰,最后利用差分法计算直升机的气动导数及操纵导数矩阵.结果表明:旋翼转速的减小,降低了直升机的操纵性,增加了旋翼的迎角稳定性,但增加桨叶根部弹簧刚度则会提高直升机操纵性,同时也会使得稳定性下降;而旋翼转速优化直升机的无平尾设计虽然降低了直升机的纵向稳定性,使得样例直升机处于飞行品质规范ADS-33E中的第3级水平,由此带来的不稳定模态的振荡发散周期较长,并且取消平尾后提高了直升机的操纵性,通过飞行控制系统完全可以抑制,因此无平尾设计方案对旋翼转速优化直升机而言仍然是可接受的.      

无铰变截面盒型梁桨叶气弹动力学多目标优化

基于有限元法建立了无铰旋翼变截面盒型梁桨叶的挥舞/摆振气弹稳定性优化分析模型,提出了多目标、多约束条件下的灵敏度分析方法,采用遗传优化算法（Non-dominated Sorting Genetic Algorithm - NSGA-II）,实现了盒型梁桨叶气弹稳定性条件下多约束、多目标优化。最后完成了实例模型旋翼桨叶的优化与对比验证,结果表明,在气弹稳定性、自转惯量和振动固有频率等多约束条件下,实现自转惯量提高到原来的1.147倍,桨叶重量减少5.74%～8.6%,应力减少29.6%～30.1%的多目标优化,优化性能良好。     

无铰旋翼变截面盒型梁桨叶气弹动力学多目标优化

基于有限元法建立了无铰旋翼变截面盒型梁桨叶的挥舞/摆振气弹稳定性优化分析模型,提出了多目标、多约束条件下的灵敏度分析方法,采用遗传优化算法(Non-dominated sorting geneti calgorithm-NSGA-Ⅱ),实现了盒型梁桨叶气弹稳定性条件下多约束、多目标优化.最后完成了实例模型旋翼桨叶的优化与对比验证,结果表明,在气弹稳定性、自转惯量和振动固有频率等多约束条件下,实现自转惯量提高到原来的1.147倍,桨叶重量减少5.74%～8.6%,应力减少29.6%～30.1%的多目标优化,优化性能良好.      

带气弹稳定性约束的复合材料浆叶减振优化设计

研究以降低直升机旋翼激振力为目标的复合材料桨叶结构动力学减振优化设计 ,分析了桨叶结构特性及桨尖后掠角等参数对N次 /转旋翼桨毂振动载荷的影响。在建立的桨叶二维结构特性有限元分析方程中 ,计入了桨叶剖面翘曲变形的影响 ,并利用哈密尔顿原理推导了旋翼桨叶的一维非线性运动微分方程。以桨毂交变载荷为目标函数 ,直接以复合材料桨叶典型剖面构造节点数据、铺层设计参数和桨尖后掠角等为设计变量 ,引入桨叶挥舞惯量、固有频率和气弹稳定性约束 ,进行旋翼的动力学优化设计 ,并结合 3片桨叶旋翼的设计进行了算例分析 ,优化结果使 3次/转的桨毂载荷降低了 2 4 .9%～ 33%。     

悬停状态下旋翼桨叶气动弹性稳定性分析及试验

研究直升机旋翼桨叶在悬停状态下挥舞-摆振-扭转全耦合运动的气弹稳定性。应用哈密顿原理推导桨叶运动的非线性偏微分方程, 推导气动载荷时采用了准定常气动理论, 并应用Galerkin有限元素法离散空间变量, 利用特征值分析来研究系统的稳定性。以海豚直升机为工程实例, 分析计算了其桨叶的气弹稳定性, 还进行了旋翼模型气弹稳定性试验研究, 确定旋翼结构参数对气弹稳定性的影响, 并同计算结果进行了比较, 得到了一些有意义的结论。      

复合材料参数化桨叶的动力学减振优化设计

为了进行桨叶动力学优化设计,建立面向工程设计的复合材料多闭室C型梁桨叶剖面参数化模型,实现了桨叶剖面气动外形、内部结构组件、复合材料铺层设计的参数化,并提出了一种保持C型梁纤维面积恒定的参数化设计方法.采用全局寻优能力较强的多种群遗传算法(MPGA),集成参数化设计模型与旋翼有限元气动弹性综合分析模型,通过桨叶各剖面结构组件的参数优化实现了旋翼动力学减振.算例给出了"海豚"直升机桨叶剖面特性实测值与参数化桨叶模型计算值的对比,整体误差不超过3%,并用该参数化模型对桨叶进行动力学减振优化,实现了旋翼加权优化振动载荷系数减小4.15%,经过优化后桨叶的配重位置更加分散,有利于缓解桨叶内部应力/应变突变;而且部分配重分配到桨尖,提高了旋翼的自转惯量,增加了旋翼自转下滑的安全性.     

基于参数化组件定义的复合材料旋翼桨叶结构优化设计

 为提高直升机复合材料旋翼桨叶结构设计效率,依据实际工程应用情况,提出了一种基于参数化组件定义的复合材料旋翼桨叶结构优化设计方法。以C型梁复合材料旋翼桨叶为研究对象,建立以精确的桨叶组件定义参数为设计变量的剖面优化和整体优化模型,通过桨叶的剖面优化确定出整体优化的初值,再由桨叶整体优化实现桨叶结构的最优设计。最后对某型主桨叶进行结构设计实例验证,结果表明该方法能够有效地实现直升机复合材料旋翼桨叶结构优化设计。     

旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响

为研究旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,建立了基于自由尾迹法和2阶升力线法的共轴双旋翼气动模型,分别计算和分析了共轴双旋翼的旋翼翼型、上下旋翼半径之比、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比等参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,最后基于分析结果综合优化了悬停状态下各旋翼的几何参数.结果表明:旋翼翼型、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比对共轴双旋翼悬停性能有一定的影响,上下旋翼间距对其影响较小,综合优化旋翼在拉力系数为0.01时与基准旋翼相比,扭矩系数降低10.5%,悬停效率提高9.5%.     

直升机旋翼/机身耦合系统气动/机械稳定性分析

考虑了铰接式旋翼桨叶绕挥舞、摆振和变距铰的整体刚性运动与桨叶中等弹性变形之间的动力学耦合作用,将直升机机身和传动轴作为弹性体。通过构造一种特殊的24自由度刚柔混合单元得到旋翼/机身耦合系统的周期时变动力学方程,根据Floquet理论对稳态周期解的稳定性进行研究。计算结果表明,旋翼轴的截面刚度对旋翼/机身耦合系统的气动/机械稳定性有一定的影响。      

电火花型腔加工中加工余量分配的优化研究

在电火花型腔加工中,加工余量的确定及分配对电火花的加工效率有很大的影响,本文提出了一种加工余量及分配的优化模型,实验结果表明,该模型明显地提高了加工效率。     

大系统优化方法的实用价值

大系统优化方法是指大规模的线性和非线性规划理论及算法。各种大型的社会经济系统,如通信、运输、分配、能源等管理系统的运行和控制都是大系统优化问题的研究对象。本文着重从宏观角度论述大系统优化方法的实际应用价值。     

基于ANSYS的整体叶盘结构优化设计

为保证整体叶盘结构在安全工作条件下质量最轻,基于ANSYS优化平台,建立了整体叶盘三维参数化模型及结构优化设计数学模型,完成了整体叶盘结构的优化设计.首先结合相关静强度设计准则及方法,在给定轮缘分布载荷条件下对轮盘子午面进行优化.然后建立整体叶盘三维模型,并对子午面优化中未考虑的轮缘关键尺寸如轮缘厚度、喉道倒角、叶根倒角进行三维局部优化.在三维优化中总结出了盘喉道和叶根最大等效应力与各优化参数之间的关系.分两步实施的整个轮盘优化过程仅需3~4h.      

一种基于三消隐点的摄像机自标定算法

提出了一种对摄像机进行自标定的方法.该方法是利用自然场景中三组两两正交的平行线所获得的消隐点之间具备的约束条件来实现标定的,并能够对获取的消隐点进行优化校正.利用该方法开展了实验研究,并与采用传统标定方法得到的结果进行了比较,结果表明本文所提出的算法具有较好的应用前景.     

全柔性微型机构的拓扑优化设计技术研究

提出一种全柔性机构拓扑优化设计的新方法。用折衷规划法建立了柔性机构的多目标优化设计模型,在优化目标中引入运动学函数和结构函数分别表示柔性机构设计对机构柔性和结构刚度的要求,并采用伴随敏度分析法进行优化设计的敏度分析。将传统凸规划方法中的移动渐近线方法(MMA)推广到连续体的结构拓扑优化设计中,并形成一种新的具有全局收敛特点的移动渐近线方法(GCMMA)。对柔性机构拓扑优化设计中出现的数值计算困难问题进行了分析和研究,并提出一种改进的SIMP密度-刚度插值模型,该模型能有效消除机构中出现的棋盘格式和网格依赖性,并能明显减弱单点铰链连接问题。通过典型算例证明了本文方法的有效性,并对算例结果进行了快速原型制造。     

浅析民用飞机研制总体参数优化

分析了在概念设计阶段民用飞机总体设计工作内容和工作流程,并结合时下国外在用软件优缺点,构思了民用飞机总体设计参数综合优化的技术方案,包括优化设计架构、分析模型和优化算法等,为形成具有自主知识产权的民机总体设计综合分析和优化程序打下基础。     

基于最临界约束准则法的机翼主承力结构优化

利用最临界约束准则法对某型飞机机翼主承力结构在强度，位移，扭转角，稳定性和尺寸约束下，以最小重量为目标函数进行了优化，并在实际操作过程中依据机翼结构的复杂性对最临界约束准则法做了相应的修改。结果表明，应用最临界约束准则法进行机翼结构优化时，效率较高，机翼结构重量稳定下降，优化效果明显。     

考虑气体-颗粒两相流效应的火箭发动机喷管参数优化设计

火箭发动机喷管内型面设计是喷管设计中的重要研究课题,是提高喷管效率的关键.采用基于遗传算法的直接优化设计方法对决定喷管内型面的关键参数进行优化,以减少喷管的比冲损失,提高发动机性能.比冲损失的大小通过喷管两相流计算获得,设计了相应的软件自动完成常见喷管的喷管型面优化设计,对现有型号喷管进行优化的计算结果表明,喷管的相对比冲损失可以显著减小.     

BLISS研究及其在飞机设计中的应用

研究了两级综合系统分析(BLISS)多学科设计优化方法的结构,通过精心设计的数学算例来测试其效率,并将其应用于某通用航空飞机的总体参数优化问题中,结果与不分解优化的结果非常接近,验证了BLISS方法在飞机多学科设计优化中的有效性。最后,对BLISS方法的收敛性和效率进行了总结和评价,并指出了其需要改进的地方。     

飞机翼面结构多级布局优化设计思想及需要解决的问题

机翼结构布局优化问题非常重要,然而目前的布局优化得到的结果距工程实际应用还有一定距离,本文提出了一种可以完成翼面结构布局优化设计及细节优化设计的多级优化思想及需要重点解决的问题。