机翼后缘柔性支撑结构的拓扑优化

针对机翼后缘柔性支撑结构的多目标拓扑优化问题,分析了柔性支撑结构的优化目标及目标函数,并采用位矩阵表示机翼后缘柔性支撑结构,利用非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对该优化问题进行了求解。在优化过程中,引入连通性分析和相似个体过滤,借助ANSYS对可行个体进行有限元分析(FEA),获得了结构质量、变形性能和承载能力等目标值。通过MATLAB对违约个体进行惩罚,实现了位矩阵表示的NSGA-Ⅱ,得到了一组互不支配的机翼后缘柔性支撑优化结构,可根据实际需求选择这些相应的拓扑结构。结果表明,本方法可为机翼后缘柔性支撑结构的拓扑优化提供可行、有效的解。     

柔性变弯度后缘机翼的风洞试验模型优化设计

本文通过优化的方式设计了一种具有较高变形精度的适用于变体飞行器的柔性后缘变弯度装置。该装置通过结构的弹性变形传递力和运动，包括驱动器、一体成型的蒙皮与梁结构组成。在给定的结构拓扑形状下，为了寻找到最优的驱动、结构参数，本文系统化地提出了柔性变弯度后缘的设计框架。该设计框架包括了变弯度机翼外形参数化方法、变弯度气动外形的优化设计方法和结构参数优化方法，求解结构变形时考虑了几何非线性大变形，采用最小平方误差和考虑空间顺序的Fréchet距离来衡量后缘真实变形与目标变形之间的相似性。对比研究表明，最小误差距离不能捕捉到局部的噪声，而Fréchet距离可以很好地控制最大的变形误差，所需迭代次数较少，并能获得整体变形精度较高的结果。数值仿真验证了所提出的优化方法的有效性。本文对多种具有不同拓扑的初始结构进行参数优化，最大能提高91%变形精度。最后，利用增材制造技术实现了柔性变弯度后缘翼段，该部件具备下偏22.5°,上偏7.5°的变形能力。     

一种新的柔性蜂窝结构及其在变体飞机中的应用

变体色机要求机翼结构可以光滑连续地变形.机翼的蒙皮要有足够大的面内伸缩变形能力,同时还要有足够的面外承载能力.本文针对后缘变弯度机翼,设计出一种新的柔性蜂窝结构.研究了该柔性蜂窝的面内变形能力和形状参数的关系.仿真分析和试验验证表明,该柔性蜂窝结构具有足够的面内变形能力,变形后仍保持良好的面外承载能力,满足后缘变弯度机...     

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。     

信息

空客公司首架A400M机翼完成装配；美国验证试飞一种变形机翼——自适应柔性后缘襟翼；加拿大实现有人驾驶扑翼机飞行。     

柔性机翼后缘结构变形重构研究

<正>随着航空技术日新月异的发展,传统飞行器的开缝式后缘襟翼已不能满足军用及民用领域的更高要求。现代变体飞行器主要通过变面积、变后掠角和变弯度等方式实现飞行器结构连续变化。柔性机翼后缘是一种重要的柔性变体结构,它将传统开缝式后缘襟翼结构替换为可连续偏转的柔性材料,实现机翼后缘的连续变形,实现机翼减重、降油耗和提高气动性能等目标。在可连续偏转柔性机翼后缘,使用过程中相对于传统的机翼,会产生较大的弹性变形,因此必须对其变形进行实时的监测和重构,在     

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.     

自适应机翼翼型变形的研究现状及关键技术

自适应机翼具有巨大的应用潜力,是未来飞机设计的必然趋势,已经得到了广泛的关注。分别从自适应变弯度前缘、自适应变弯度后缘以及变厚度机翼三个方面阐述了其变形原理,并对使用的蒙皮、驱动方式、研究方法等进行了归纳总结,指出了未来的发展趋势,提出了自适应机翼亟需解决的关键技术,包括兼具大变形和高承载功能的柔性蒙皮的设计、自适应驱动系统设计、协同控制系统的设计、分布式传感器网络,可为自适应机翼结构的设计与实现途径提供一定的技术参考。     

变弯度机翼后缘偏心梁设计与验证

针对基板弯曲变形的变弯度柔性机翼后缘结构难以精确变形、承载差的问题，提出了一种多变形控制点偏心梁驱动结构，设计了偏心梁与柔性后缘结构连接。根据变形目标要求，通过ABAQUS二次开发的参数化非线性简化模型程序、粒子群算法程序对驱动变形控制点数量及位置进行了优化分析；通过载荷分析计算了偏心梁的变形控制点补偿位移。搭建了非接触测试系统测试了结构的变形。测试结果表明：结构偏转角度达到15°,变形后轮廓与变形目标吻合较好，翼尖处的最大误差在2 mm以内，结构驱动方案及优化方法可行。     

自适应机翼技术的分类和实现途径

自适应机翼技术研究可分为通过机翼结构较小尺度变形的流动控制设计和较大尺度改变机翼几何构型的自适应结构设计两个范畴。改变机翼构型的自适应结构又包括可变前后缘结构、扭转机翼盒段结构、可变展弦比机翼结构这三种实现方式。根据目前自适应机翼技术的研究现状,归纳出了实现机翼自适应功能的两种途径,其中,采用智能材料结构进行驱动控制的研究代表了自适应机翼技术的发展趋势,而基于传统材料结构的自适应机翼技术则在现阶段更具有工程应用价值。     

Integrated design of topology and material for composite morphing trailing edge based compliant mechanism

The morphing trailing edge based compliant mechanism is a developing technology which can increase lift-drag ratio for variable flight modes by bending down the trailing edge. Composite material design is integrated into topology optimization for the morphing trailing edge based compliant mechanism in the paper. A two-step optimization strategy is established to solve the integrated design problem. Initially, lamination parameters are introduced and viewed as a bridge between structure stiffness and fiber angles for composite material. Design variables include the lamination parameters and element density. The least-squares between actual and desired displacements at output points along trailing edge is adopted to evaluate the deformed capability of the trailing edge. An integrated optimization model for the composite morphing trailing edge is established with the volume constraints. The optimal topologic shape and lamination parameters are initially obtained. Subsequently, a least-squares optimization between fiber angles and the optimal lamination parameters is implemented to obtain optimal fiber angles. Finally, morphing capability of composites trailing edge based compliant mechanism is investigated by simulation and experiments. The results indicate the composites trailing edge based compliant mechanism can approximately bend down 8 degrees and satisfies the design requirement.     

Topology optimization of compliant adaptive wing leading edge with composite materials

An approach for designing the compliant adaptive wing leading edge with composite material is proposed based on the topology optimization. Firstly, an equivalent constitutive relationship of laminated glass fiber reinforced epoxy composite plates has been built based on the symmetric laminated plate theory. Then, an optimization objective function of compliant adaptive wing leading edge was used to minimize the least square error（LSE） between deformed curve and desired aerodynamics shape. After that, the topology structures of wing leading edge of different glass fiber ply-orientations were obtained by using the solid isotropic material with penalization（SIMP） model and sensitivity filtering technique. The desired aerodynamics shape of compliant adaptive wing leading edge was obtained based on the proposed approach. The topology structures of wing leading edge depend on the glass fiber ply-orientation. Finally, the corresponding morphing experiment of compliant wing leading edge with composite materials was implemented, which verified the morphing capability of topology structure and illustrated the feasibility for designing compliant wing leading edge. The present paper lays the basis of ply-orientation optimization for compliant adaptive wing leading edge in unmanned aerial vehicle（UAV） field.     

实现柔性机翼后缘形状变化的综合优化(英文)

Adaptive wings have long used smooth morphing technique of compliant leading and trailing edge to improve their aerodynamic characteristics. This paper introduces a systematic approach to design compliant structures to carry out required shape changes under distributed pressure loads. In order to minimize the deviation of the deformed shape from the target shape, this method uses MATLAB and ANSYS to optimize the distributed compliant mechanisms by way of the ground approach and genetic algorithm （GA） to remove the elements possessive of very low stresses. In the optimization process, many factors should be considered such as airloads, input displacements, and geometric nonlinearities. Direct search method is used to locally optimize the dimension and input displacement after the GA optimization. The resultant structure could make its shape change from 0 to 9.3 degrees. The experimental data of the model confirms the feasibility of this approach.     

尾缘冷却跨声速涡轮气动特性的数值模拟

为了明确跨声速涡轮中尾缘冷却措施的引入对其气动性能的影响,针对跨声速涡轮叶栅中压力面半劈缝尾缘冷却方式和尾缘全劈缝冷却方式条件下,叶栅性能和尾缘激波系结构的变化进行了数值研究。结果显示,两种尾缘冷却措施都降低了叶栅能量损失系数,压力面半劈缝尾缘冷却方式效果更好,最佳情况损失系数下降达到48%。冷却流量对作用效果有一定影响,存在最佳值。冷却措施的引入显著改变了尾缘激波系结构,尤其对PSEJ冷却方式,将尾缘激波系压力面分支由原本一道强激波分成三道弱激波。     

超临界翼型尾缘噪声影响因素研究

使用大涡模拟(LES)和FW-H相结合的方法对超临界翼型尾缘噪声进行了研究。针对超临界翼型后缘的不同设计参数(后缘厚度、后缘角和几何形状)对尾缘噪声的影响,使用ANSYS FLUENT的LES湍流模型计算声源,采用FW-H积分方法求解远场噪声总声压级。首先完成二维非定常流圆柱绕流的流场及其噪声的验证计算,计算结果与实验值符合,证明了求解器设置和网格生成的合理性。然后基于此正确的求解器设置和网格生成,使用LES/FWH对比了典型超临界翼型的不同后缘设计参数对远场总声压级的影响,所得结论对低噪声超临界翼型优化设计有参考意义,同时为进一步的噪声控制优化设计提供了基础。     

复杂薄壁构件自适应加工工艺几何模型重构

随着制造理念和制造水平的不断提高,大量复合制造工艺背景下的近净成形叶片被应用到现役或在研的航空发动机中。该类叶片是典型的复杂薄壁结构零件,无精确定位基准,且成形一致性差。采用传统叶身定位,加工后的前/后缘、榫齿形状和位置精度均难以保证,从而导致产品一致性差,易超差与合格率低。针对以上问题,提出一种面向自适应加工的复杂薄壁结构零件工艺几何模型重构方法。首先,建立复杂曲面的采样点分布模型,快速获取叶片精确成型区域的位置和形状;其次,提出基于特征曲线相似变形的模型重构算法,精确重构前/后缘非精确成型区域的工艺几何模型;最后,通过精锻叶片自适应加工试验进行验证。试验结果表明：该方法可有效满足以精锻叶片为代表的复杂薄壁构件自适应加工要求。     

优化设计技术在民机结构设计中的应用

基于HyperWorks结构优化设计软件,对某型民用飞机平尾后缘舱铰链支架进行优化设计,在给定的边界条件下通过拓扑优化技术寻找出在优化空间内的最体材料布局,介绍了优化设计技术在飞机结构设计技术中的应用,探讨拓扑优化、尺寸优化、形状优化在飞机结构件设计技术中的应用。