大展弦比复合材料前掠翼气动弹性分析与优化

对具有不同前掠角和蒙皮偏轴角的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性建模与计算,以分析前掠角和蒙皮偏轴角对这类结构的静、动气动弹性特性的影响。使用遗传／敏度混合优化算法对几种典型前掠角和蒙皮偏轴角情况下的机翼进行了气动弹性优化设计研究,在满足强度、位移、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下,以机翼各部件复合材料铺层的厚度为设计变量,对结构进行重量最小化设计。此外,还分析了蒙皮和突缘的铺层厚度沿展向变化的函数的幂次对优化结果的影响。     

基于MSC.Nastran的直机翼结构优化设计

利用有限元方法,对直机翼以重量最轻为目标,以强度和位移作为约束,以机翼蒙皮厚度、腹板厚度、缘条尺寸作为设计变量,进行了优化设计,并且分析了复合材料蒙皮替代金属材料蒙皮结构的结果。对比两种不同材料的有限元分析结果,发现复合材料层压板结构可以替代金属材料,而且减重效果明显。对机翼蒙皮进行分区优化,对复合材料铺层厚度进行优化设计,最后得到合理的优化结果。     

关于无人机机翼复合材料结构模拟及有限元分析

基于半梁式全金属无人机机翼模型,用等刚度设计方法建立半复材、全复材的无人机机翼复合材料结构有限元模型。分析半复材、全复材机翼相对全金属机翼的减重情况,并对比三角形与四边形壳单元在不同网格密度下的有限元模型的计算结果,得出:(1)半梁式机翼可以更好发挥蒙皮承载作用;(2)等刚度法设计的全复材机翼减重将近50%;(3)有限元计算的收敛可以用最大位移判断,本机翼计算节点数达1 974时收敛。     

应用前缘填角消除气流分离的设计方法

提出利用前缘填角消除机翼一机身接合处气流分离的设计方法，设计方法应用了蒙皮摩擦变化与表面曲率变化相关的设计规则。求出在机翼前缘之前板的当前蒙皮摩擦分布之后，计算可以消除气流分离的目标蒙皮摩擦分布。应用设计规则，把当前的蒙皮摩擦分布转化为目标蒙皮摩擦分布，延伸机翼前缘形成前缘填角，利用流动解算器分析机翼填角，过程迭代直到收敛。     

三维机翼气动结构多学科优化方法

采用Euler方程、连续伴随优化方法、自由形面变形技术（free-form deformation,FFD）以及一种四边形线性壳单元模型对三维机翼气动结构多学科优化方法开展了研究。目标函数为阻力系数和机翼翼盒结构质量的加权和,设计变量为FFD控制点以及10段蒙皮的厚度。气动方面升阻力系数对设计变量的梯度由伴随方法求得,结构方面翼盒质量对于蒙皮厚度的梯度可直接计算,应力的梯度采用有限差分方法获得。对跨声速大展弦比机翼进行气动结构多学科优化,并将该计算结果与机翼气动单学科优化设计后的静气弹计算结果进行对比,结果表明:该气动结构多学科优化方法能够在满足约束条件下,实现阻力系数和翼盒质量同时降低,保证优化结果的合理性。      

大型民机复合材料机翼结构设计与分析

大型客机强调安全性、经济性、舒适性和环保性,这些性能上的高要求决定其对复合材料需求的迫切性和必然性.本文基于CJ828双通道宽体大型民机的设计方案,对全复合材料机翼结构进行了详细的总体设计并完成相应结构分析.根据CJ828飞机机翼的结构特征和飞行受力情况,用工程估算方法估算出机翼主承力结构几何尺寸,然后进行结构尺寸优化.对机翼蒙皮,翼肋复合材料层合板给出具体的铺层设计,建立机翼主承力翼盒有限元模型.基于HYPER-WORKS软件平台完成对机翼的静强度分析,并与金属机翼进行性能对比分析.后续完成机翼结构的固有频率计算,最后完成了机翼结构的模态瞬态响应分析.对实际工程中复合材料机翼结构设计有一定的设计参考价值.     

复合材料机翼气动弹性剪裁综合研究

研究了铺层厚度、铺层比例、铺层主方向角和厚度多项式对机翼气动弹性性能的影响，利用COMPASS分别对复合材料直机翼、三角翼和前掠翼3种机翼布局进行了位移、频率、发散和颤振速度约束下的气动弹性剪裁设计，获得了不同铺层参数下的优化设计结果。算例计算结果表明，采用多种设计形式能够充分挖掘复合材料使用的潜力，有效地改善机翼的气动弹性性能。     

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。     

金属加筋壁板蒙皮有效宽度分析方法

民用飞机机身、机翼的壁板、气密框以及翼梁结构为典型的壁板加筋结构,在承受压缩载荷时需考虑成由蒙皮与筋条组成的复合剖面共同承载,其通常为中长柱,工程分析时常取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度。取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度存在着一定的保守性,介绍了Von Karman迭代分析方法、有限元分析方法及常用的工程分析方法。在加筋壁板结构的轴压承载能力计算中,蒙皮有效宽度的确定是较为关键的设计因素,对飞机机身、机翼结构效率的提高和重量控制至关重要。随着加工能力的提升,虽然部分壁板结构由组合式逐渐过渡到了整体机加形式,但所述方法仍有一定的借鉴意义,对目前国内外常用的金属加筋壁板有效宽度的工程分析方法进行了研究,并结合有限元分析对工程分析方法进行了验证。     

泡沫夹层结构复合材料准静态压痕实验

研究了两种芯材高度的泡沫夹层结构复合材料在准静态压痕力下的损伤过程与形式,通过控制压头位移得到位移与接触力的关系曲线以及不同位移下的损伤形貌,比较了两种芯材的损伤过程.结果表明:损伤过程为泡沫塌陷、泡沫芯材出现裂纹、夹层板上蒙皮分层和芯材与下蒙皮脱粘;损伤形式为:厚芯材时裂纹与泡沫厚度方向成±45.,薄芯材时裂纹与泡沫厚度方向成90°.     

大展弦比弹性机翼梁腹板厚度优化设计

在设计机翼时,要求机翼不仅要具有足够的强度,而且还应具有足够的刚度,以保证其满足气动特性要求及其他要求。翼梁腹板厚度设计对机翼强度和刚度影响很大。所以,如何设计翼梁腹板厚度的展向分布,使机翼满足强度要求和刚度要求,是一个非常有意义的问题。本文针对某无人机机翼结构,研究了满足静强度要求、气动特性要求和副翼操纵效率要求的弹性机翼腹板厚度展向分布的设计方法。首先,根据无人机机翼气动特性设计要求设计机翼的刚度大小沿展向分布;然后,根据展向机翼刚度展向分布设计机翼腹板厚度分布;最后,分析该无人机在给定设计飞行状态下的强度和副翼操纵效率,并对其进行优化。     

复合材料翼面结构综合优化设计技术

概要介绍了复合材料翼面结构在静力、振动、位移、舵面效率、发散速度、颤振、尺寸限制等多种约束条件下的最小重量设计技术。对优化过程中遇到的复合材料的静强度准则、均衡约束、动态上限等问题提出了相应的解决方法。用基于该技术和方法而编制出的综合设计程序系统对一个三角机翼复合材料结构进行了综合优化设计研究,在满足许用应变、尺寸限、均衡、颤振速度等约束条件下,经6次迭代得到了最佳的铺层设计结果。该机翼全尺寸静强度、耐久性/损伤容限及共振试验结果表明：理论计算与试验符合;复合材料构件中的最大应变小于许用应变约束限;按许用应变设计出的复合材料翼面蒙皮构件可满足耐久性/损伤容限要求;颤振速度比同状态金属机翼提高23%;减重效率为20%.     

响应面拟合法在机翼结构优化中的应用研究

在飞机结构优化设计中,针对循环利用有限元软件寻优耗时大、收敛比较慢的状况,本文采用了一种基于响应面多项式拟合方法对机翼结构进行优化。以某平直机翼为例,该方法从建立机翼结构的有限元模型出发,结合正交试验设计方法,经过对比,采用比较新颖的最大差值极小化法,建立机翼的二次响应面近似模型;在此基础上,以整个机翼结构质量最小化为目标,最大位移和最大应力为约束,把机翼划分为多个区域,选取各区域蒙皮厚度和全部肋腹板厚度为设计参数,建立数学优化模型,用ISIGHT集成MATLAB的方法,采用序列二次规划法进行优化。优化的结果表明,采用该方法对该平直机翼进行优化,在满足机翼刚度和强度的情况下,能有效降低机翼质量,并且避免了多次重复调用有限元软件进行计算,迭代次数仅为34次,优化效率明显提高。     

考虑复合材料蒙皮稳定性的飞机翼面结构布局优化设计

 复合材料蒙皮稳定性是飞机翼面结构设计需要考虑的重要方面。由于翼面结构稳定性理论分析的复杂性,工程中,通常采用与理论分析相比拟的简化方法、使用简便可靠的经验公式在设计过程中进行稳定性校核。多墙式结构是当前翼面结构中普遍采用的结构形式,墙的布局和蒙皮的厚度对复合材料蒙皮的临界屈曲载荷有着重要影响。因此,针对多墙式翼面结构,以工程经验公式为基础,以蒙皮单位长度上的的重量为优化目标,以墙的布局参数和蒙皮厚度为设计变量,以临界失稳载荷为约束,建立了一种考虑复合材料蒙皮稳定性的翼面结构布局优化问题的数学模型,导出了目标函数敏度计算的解析式,并提出了优化问题的求解方法。以翼盒结构为例,验证了该方法的有效性。     

基于强度约束的复合材料机翼翼盒设计优化

提出了一个大型飞机复合材料机翼受强度约束条件下的优化问题,基于机翼结构的初步设计进行了设计优化。通过OptiStruct商业软件来完成优化过程,OptiStruct是一个效率高、精确独立的有限元求解器,目前也被广泛应用于航空航天工业中。根据设计目标,优化过程中将机翼上下蒙皮复合材料的层压厚度作为设计变量,优化后的结构重量减少了25.07%。在实际生产限制条件下,为了使设计结果趋于保守,对优化后的层板厚度进行了调整,适当增加了厚度,导致结构重量略有增加,但是最终的重量减少仍然超过20%,证明该方法在实现复合材料机翼结构的轻量化设计中具有实用性,可在机翼设计阶段的静强度评估中进行应用。     

巡航导弹总体参数优化方法研究

提出了巡航导弹总体参数优化方法,并建立了用于喷气式巡航导弹总体设计的综合模型及相应的计算机软件。该方法以巡航导弹的发射质量最小为目标,以最大速度、最大稳定盘旋过载、单位剩余功率、最大射程为设计约束,对弹翼面积、弹翼展弦比、弹翼尖削比、弹翼后掠角及弹翼平均相对厚度进行优化。     

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.     

Mass and performance optimization of an airplane wing leading edge structure against bird strike using Taguchi-based grey relational analysis

Collisions between birds and aircraft are one of the most dangerous threats to flight safety. In this study, smoothed particles hydrodynamics (SPH) method is used for simulating the bird strike to an airplane wing leading edge structure. In order to verify the model, first, experiment of bird strike to a flat aluminum plate is simulated, and then bird impact on an airplane wing lead-ing edge structure is investigated. After that, considering dimensions of wing internal structural components like ribs, skin and spar as design variables, we try to minimize structural mass and wing skin deformation simultaneously. To do this, bird strike simulations to 18 different wing structures are made based on Taguchi’s L18 factorial design of experiment. Then grey relational analysis is used to minimize structural mass and wing skin deformation due to the bird strike. The analysis of variance (ANOVA) is also applied and it is concluded that the most significant parameter for the performance of wing structure against impact is the skin thickness. Finally, a validation simu-lation is conducted under the optimal condition to show the improvement of performance of the wing structure.     

超临界机翼气动设计的准则、流程和设计实例

以计算空气动力学为基础,提出超临界机翼的气动设计准则和设计流程。翼型设计准则是:非设计状态音速区压力平坦;延迟后缘分离;设计状态迎角接近于零和局部最小厚度约束等。机翼设计准则是:在约束条件下诱阻最小;满足纵向稳定性要求;上翼面等压线型态和考虑结构弹性变形等。设计过程可分为两个阶段,即总体优化和机翼气动设计优化。后者的步骤是基本翼型设计、初始机翼外形设计、机翼巡航外形设计和机翼型架外形设计。对设计实例进行风洞试验后表明:尽管新机翼的平均厚度比某干线运输机厚14％,但安装该机翼的干线运输机巡航效率仍比前者高12％。     

排式充气机翼的高效气动布局研究

为了提高充气机翼的刚度特性,需要采用较大厚度的翼型,但厚翼型气动效率整体上又不太高。探讨一种适用于低速充气类飞行器的排式双翼布局方案,并尝试给予后翼一定的初始安装偏转角,同时还研究了双翼相对位置以及翼型特性对该排式双翼布局方案的影响。数值模拟结果表明,后翼前缘驻点附近的高压区增大了前翼下表面的压力,使此种布局较普通单翼布局在中小迎角范围内可以明显提高飞行器的升力和升阻比,其中迎角4°时可将升阻比提高62.8%,而给后翼2°的偏转角可使将升阻比提高幅度达到70.5%。同时,双翼相对位置对飞行器气动性能的影响较为敏感。此外,翼型厚度越大,弯度越小,所提出的排式双翼布局方案提高升阻比的效果越明显。综合效果来看,文中探讨的布局可为充气飞机的设计提供一个新思路。