基于应力约束的翼肋拓扑优化和软件二次开发

翼肋主要作用是维持机翼外形,对于机翼的总弯曲刚度贡献较小,但是翼肋的重量却在翼盒的结构重量中占有相当大的比例（一般为8％～12％）,因此有必要通过一定的结构优化方法减轻翼肋的结构重量。在MSC．PATRAN平台上二次开发了应力约束全局化的拓扑优化方法,并首次将该方法应用于翼肋的拓扑优化;采用了一套工程估算方法,可用于翼肋的初步设计和快速重量估算。结果表明：在满足稳定性要求的情况下,经过拓扑优化的翼肋结构减重效果明显。     

基于拓扑和尺寸优化的翼肋类结构设计研究

开展了以机翼翼肋为模型的布局与尺寸优化设计,在结构优化的过程中,采用两级优化的设计方法。第一级采用拓扑优化,应用变密度法,由此得到了翼肋大致构形及其挖孔位置;第二级采用尺寸优化,将复合形法与NASTRAN的方向法相结合,分别优化出翼肋上杆的截面积和肋板各部分的厚度,两者相互结合,最终完成了翼肋结构的布局优化设计。对普通肋板和优化之后的肋板在性能参数上做了对比研究。结果表明：经过结构优化,结构材料的质量减少约30%（自定义约束条件）,同时,结构自身的刚度,强度等性能参数有很大改进,验证了文中算法在减重方面是可行和有效的。     

基于仿生的大展弦比机翼结构布局形式研究

为了探讨大展弦比直机翼的结构布局形式,本文借鉴自然界中的鱼骨与树叶的叶脉形式,利用有限元分析与满应力优化作为设计手段,对3种不同的结构布局形式(A构型、B构型和常规构型)开展基于强度、刚度以及质量条件限制下有关响应的对比研究。计算结果表明:在不同尺度的等质量条件限制下,“A构型”弯曲刚度最大,扭转刚度居中;“B构型”弯曲刚度居中,扭转刚度最小;“常规构型”弯曲刚度最小,扭转刚度最大。分析结果证明,机翼的翼肋布置应该“适当地”倾斜。最后给出3点结论。     

基于柔性翼肋的变形机翼几何参数设计

为了实现柔性翼肋在机翼结构中的应用,试验分析了柔性翼肋结构的变形效能.推断分析了机翼几何参数(翼面积、展弦比、尖稍比、后掠角)对机翼升阻特性的影响,结合柔性翼肋在机翼中的应用,优化了机翼参数和相应的后缘柔性变形量.实验证明柔性机翼结构的可行性,性能评估证明柔性机翼具有一定的优势.     

基于仿生的大展弦比直机翼结构布局形式研究

为了探讨大展弦比直机翼的结构布局形式,借鉴自然界中的鱼骨和鸟羽毛以及树叶的叶脉形式,利用有限元分析与满应力优化作为设计手段,对三种不同的结构布局形式(A构型、B构型和常规构型)开展基于强度、刚度以及重量条件限制下的有关响应的对比研究.计算结果表明:在不同尺度的等重量条件限制下,"A构型"弯曲刚度最大,扭转刚度居中;"B构型"弯曲刚度居中,扭转刚度最小;"常规构型"弯曲刚度最小,扭转刚度最大.分析得出机翼的翼肋布置应该"适当的"倾斜.最后给出三点结论.     

基于仿生学的机翼结构刚度和强度设计研究

探讨仿生学及结构仿生学的理论基础,研究将其应用到飞机机翼的结构设计中以提高机翼的结构刚度和强度的方法。主要包含两个方面:一是对肋、梁等零件进行仿生设计分析;二是对承力系统进行整体结构的仿生设计分析。研究内容包含:分析机翼结构受力和传递路径,探讨与机翼结构相似的特定生物系统特征,以确定机翼结构形式、并计算应力、变形等参数,和原型机翼进行比较,最终择优选择设计方案。     

大尺寸飞机翼肋点阵刚性增强装配技术研究

为了提高大尺寸飞机翼肋装配位置准确度、减小装配变形并最终满足机翼翼盒装配过程中翼肋间距偏差要求,在深入分析大尺寸翼肋装配定位要求和位置不确定性的基础上,提出了一种点阵刚性增强装配技术,结合变形分析设计了一套全新的点阵刚性增强工装,实现了大尺寸翼肋保型定位和定位器多自由度调整、减小了翼肋变形、保证了翼肋间距,对于大尺寸飞机翼肋的实际装配有一定的指导价值。     

考虑气动弹性约束的机翼结构布局优化设计

提出了一种气动弹性约束下的复合材料机翼结构布局优化设计方法.机翼内部翼梁的数目与机翼各部件的尺寸被统一来考虑,拓扑变量和尺寸变量由一个双层循环机制的优化程序来统一处理.第一层,使用蚁群算法来处理拓扑设计变量;第二层,使用NASTRAN的Sol200优化程序来处理尺寸变量,同时考虑强度、刚度、颤振约束,并将第二层的优化结果反馈给第一层以催生出更优的结构布局方案.最后,使用基本的颤振优化(没有调整结构布局)与本文方法对某前掠机翼进行了布局优化设计,并将结果进行了对比.结果表明,综合考虑各种设计约束下,结构布局形式对结构质量有重要影响,应予高度重视,同时证明了本文方法的正确性与可行性.     

柔性后缘自适应机翼的概念设计

对H.P.Monner提出的 “可转动翼肋”自适应机翼概念进行运动学研究,推导了驱动位移量和偏转变形量之间的对应关系。这种可变形翼肋可简化为由平面连杆机构组合而成的单自由度系统,能使机翼后缘柔性偏转的同时保持翼面光滑连续。提出了基于曲线逼近原理根据后缘中弧线偏转轨迹优化转轴点布局的翼肋机构设计方法。对悬臂梁型、圆弧型和反悬臂梁型3种偏转距离相等但偏转轨迹不同的柔性后缘进行了方案设计和分析,从翼肋机构的实现、承载能力以及气动特性3方面进行了建模计算和比较研究。结果表明,圆弧型是3种柔性后缘中最佳的设计方案;柔性后缘自适应机翼的设计分析方法是切实可行的,可根据实际需要设计出满足任意后缘偏转要求的自适应机翼。     

基于OPTISTRUCT平台的某飞机摇臂结构优化设计

结构优化设计是将结构重量、结构强度和材料布局等进行最优统筹规划的手段。该文基于Altair Optistruct软件平台,针对一种常见的飞机襟翼摇臂结构,首先,使用拓扑优化方法获得摇臂的初步结构形式;其次,通过尺寸优化方法得到摇臂结构的大致尺寸;最后,综合考虑强度、刚度、加工工艺及材料利用率等因素,确定出优化后的摇臂结构。     

民机机身耐撞性设计的波纹板布局

 耐撞性是民机机身结构设计的一项重要要求。为了研究以波纹板为吸能结构的机身结构能量吸收特性和冲击响应特性,针对常规的机身构型,提出了3种货舱地板下部波纹板布局形式,建立了相应的机身段有限元模型,对机身垂直撞击刚性地面的情况进行分析。获得了不同布局形式下的波纹板变形模式和能量吸收情况,以及机身段的破坏模式、能量吸收情况和座椅处的过载-时间历程。3种布局的对比分析表明,在机腹隔框下端和蒙皮之间布置波纹板,可以使机身下部结构的破坏模式稳定,显著降低座椅处的过载峰值,缩短高过载脉宽,有效提高机身结构的耐撞性。     

小型太阳能无人机超大展弦比轻质主梁设计

太阳能无人机表面需要铺设太阳能电池,这就要求太阳能无人机的结构要同时满足不影响太阳能电池效率的光学特性和要达到足够强度、刚度的力学特性。文章针对小型太阳能飞机超大展弦比机翼进行轻质化结构设计,过程中充分考虑超大展弦比机翼的柔性变形,对比不同的设计方案并提出合理设计方案。     

动力效应对民机起飞构型气动特性影响的数值研究

采用在点对点多块结构化网格系统上求解三维可压缩雷诺平均N-S（Navier-Stokes）方程的方法,研究了发动机动力效应对民机起飞构型气动特性的影响.首先,通过涡轮动力模拟器风洞试验模型及民机高升力构型标准模型,对研究方法进行了验证,计算和试验结果的良好吻合说明研究方法用于模拟发动机动力效应及预测民机高升力构型气动特性是可行的.其次,针对分别安装通气短舱和动力短舱的某翼吊涡扇发动机民机起飞构型,研究了发动机动力效应对其气动特性的影响规律.结果表明:在通气短舱基础上预测的起飞最大升力系数、失速迎角以及阻力和力矩,在考虑动力效应后会产生明显的不同.动力效应可使外形最大升力系数增大并延迟机翼失速,但同时也带来了低头力矩增大和升阻比降低的不利影响.建议在对机翼及其高升力装置设计结果的数值校核中使用考虑进排气的动力短舱代替目前常用的通气短舱,这能为设计改进提供更可靠的依据.      

基于中点误差的紧固件刚度曲线优化方法

在飞机结构设计中,结构静强度是飞机结构设计成功的基础,在满足性能指标的基础上实现对结构轻量化的优化目标是飞机结构工程师不变的追求。 紧固件作为飞机结构零件之间的机械连接方式,其高载下弹塑性刚度变化的准确表达将影响复杂模型非线性仿真结果的准确性。 以某型飞机机翼盒段为研究对象,利用商用软件 ABAQUS 进行非线性有限元仿真模拟,用 FASTENER 单元对飞机盒段模型中的紧固件进行表达,同时加入紧固件的刚度曲线,并对非线性计算过程当中,由刚度曲线定义的不合理性所导致的迭代收敛性问题进行了研究,得到了基于中点误差的刚度曲线优化方法,并最终完成了复杂的非线性仿真分析。 仿真结果实现了对试验的较好仿真,为实现复杂模型下自动化添加大量非线性紧固件提供了基础。     

General optimal design of solar-powered unmanned aerial vehicle for priority considering propulsion system

This paper describes the general optimization design method of Solar-Powered Unmanned Aerial Vehicle which priority considering propulsion system planning. Based on the traditional solar powered aircraft design method, the propulsion system top-level target parameters which affect the path planning are integrated into the general optimization design. According to the typical mission requirements of Solar-Powered Unmanned Aerial Vehicle, considering the design variables such as wing area, aspect ratio, design mission date and so on, the general optimization is carried out with the minimum aircraft weight as the optimization objective. The influence of wing area and aspect ratio on the optimal design results is analyzed and compared with the traditional design method. The results show that the general design method of Solar-Powered Unmanned Aerial Vehicle for priority considering propulsion system can greatly reduce the electricity demand of energy storage battery, greatly reduce the aircraft weight of Solar-Powered Unmanned Aerial Vehicle.     

基于参数化有限元方法的机翼重量预测

为飞机总体设计阶段提供一种快速而较精确的机翼重量预测方法。该方法是将参数化几何建模和参数化有限元建模方法相结合,快速地建立机翼结构有限元模型。通过应用CATIA二次开发技术,实现机翼结构布置模型的自动生成;通过运用PATRAN的PCL语言,实现结构有限元模型的自动生成;通过应用优化方法,确定出结构尺寸,进而计算出机翼重量。算例表明,本方法可快速地分析不同结构布置方案和不同材料方案的机翼重量,适用于飞机总体方案设计阶段机翼重量计算。     

一种面向翼面设计的气动弹性分析模型

在翼面早期设计阶段,为了快速有效地评估结构变化对力学和气动弹性特性的影响,亟需一种基于物理特征的结构分析模型.基于对多栅格式弹翼结构典型组件梁、肋腹板和蒙皮建模的相关研究,针对机翼结构,发展了针对梁、肋凸缘以及长桁的建模方法.对模拟边界条件的弹簧的刚度选取进行了详细研究,得到了刚度值的建议选取范围.将等效板模型推广应用...     

典型布局飞机电磁散射特性数值计算研究

电磁隐身对飞行器战场生存力具有重要影响,作战任务不同,对应的飞行器布局形式也不同,而飞行器布局形式会影响其电磁散射特性。建立四种典型布局形式和电磁模型,基于物理光学法,数值模拟不同布局飞行器的RCS曲线,并分析RCS分布特点;对常规和特殊布局模型,研究其电磁散射的频率响应特性。结果表明:飞机布局决定RCS分布形式,在前向角域内,布局A-1、A-2、B、C、D的电磁隐身性能呈震荡提高趋势,RCS均值从7.770 0dBsm震荡降低至-30.067 3dBsm,布局B的RCS均值为-10.434 7dBsm;而不同布局的后向和周向角域电磁隐身性能依次提高,后向RCS均值由常规布局的22.702 5dBsm缩减为-25.093 8dBsm,周向由7.039 1dBsm缩减为-15.137 3dBsm;在高频区域,频率增加对RCS曲线分布特点影响较小,但曲线震荡性更加明显,RCS算术均值降低。     

太阳能无人机关键技术分析

介绍了当前太阳能无人机的发展现状,主要分析了太阳能无人机在设计、制造过程中所涉及到的各种关键技术,指出了需要突破的技术难点,包括轻质、高效太阳能电池的研制与应用技术、能量储存与能量控制系统、太阳能无人机机体平台设计技术。认为太阳能无人机作为航空科学技术与新能源技术相结合的产物,其研制过程需将气动、结构、推进、优化等多学科技术紧密结合。