基于MSC.Nastran优化梁元偏置的分析

在有限元结构设计分析中,对梁的受力形式以及在空间放置方式等的理解直接影响整个分析计算结果。文中将加筋板离散为板元和梁元,用大型通用有限元商业软件MSC.Nastran的SOL200优化了梁元考虑偏心和不偏心的4种工况,其结果满足位移和应力约束。对几种工况中优化后的加强筋的不同尺寸,表明存在巨大差异,且符合真实物理模型的有限元模型,即带梁元偏心的情况质量达到了最轻。将优化结果参数用于原模型,用MSC.M arc进行了模态分析,并比较了前三阶模态。最后,得出了结论,如设计中不考虑梁元偏心,会给梁元尺寸的优化结果带来极大的误差,并对刚度的影响也不可忽略。考虑梁元偏置的加筋板不仅具有最小质量,而且具有广泛的实用价值。     

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。     

钛合金超塑成形/扩散连接弹翼结构设计

钛合金超塑成形/扩散连接弹翼结构是一种新型的弹翼结构形式,本文以某型空空导弹弹翼结构作为实例,对钛合金超塑成形/扩散连接最常见的4层网格结构弹翼进行了力学分析。采用有限元软件,对弹翼成形的板料厚度,纵、横加强梁的分布对弹翼结构的刚度和强度影响规律,以及安装区部位的变形和应力进行了计算和对比,获得了弹翼最优布局方式和不同因素对弹翼变形、应力的影响规律。在满足超塑成形/扩散连接工艺和弹翼重量情况下,缩小网格尺寸,提高纵、横加强梁的数量,有助于减小结构的变形、应力水平。对弹翼颤振分析、结构试验提出了设计要求和实现方法。     

伸缩弹翼巡航导弹气动外形优化研究

基于一种伸缩弹翼改变巡航导弹外形的概念,提出超声速巡航与亚声速盘旋相结合的飞行任务,使用Missile Datcom作为气动计算的工具,分别对固定翼、两级伸缩翼和三级伸缩翼的外形参数进行了优化,使三种不同弹翼导弹完成相同飞行任务的燃料消耗分别最小,优化方法选取遗传算法与模式搜索法相结合的混合优化策略.优化结果显示,两级、三级伸缩翼巡航导弹相对固定翼巡航导弹燃料消耗量分别减少7.8%和12%,表明伸缩弹翼有效提高了巡航导弹在整个飞行任务中的气动性能.     

敏捷转弯伞弹系统动力学建模与分岔特性分析

传统弹箭类飞行器由于机动能力限制,难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。通过导弹上加装可控翼伞作为控制面,提出一种翼伞-导弹系统,实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模,给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真,对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况,结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析,研究了不同襟翼偏转角情况下,以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线,得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点,分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角,可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m,最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。     

高推质比双辐板涡轮盘结构研究及光弹试验验证

为了满足高推质比发动机的设计要求,采用渐进结构优化算法对传统涡轮盘进行了拓扑优化,确定了双辐板涡轮盘的结构形式.针对拓扑优化结果对双辐板涡轮盘进行了有限元分析和尺寸优化,使得同等应力水平下的双辐板涡轮盘比传统涡轮盘的质量降低了23.6%.通过三维旋转光弹试验验证了所提出的双辐板涡轮盘结构的合理性和相关计算的正确性.      

基于等效板模型的弹翼颤振分析

 基于等效板模型发展了一种适用于导弹翼面的动力学和颤振分析方法。在等效板建模过程中,使用简单多项式定义翼面的几何、结构和位移,利用人工弹簧近似边界条件,通过全局Ritz法得到刚度和质量矩阵的解析表达形式,通过特征值问题的求解得到翼面的固有频率和振型。通过频率和模态的初步比较发现,利用该方法得到的弹翼动力学特性与通过有限元方法得到的结果一致。然后利用这两组模态进行弹翼的颤振分析,通过对比发现,两种方法的颤振分析结果吻合,这也进一步验证了等效板方法在弹翼动力学分析方面的准确性。等效板方法为弹翼初步设计阶段的快速建模提供了一种有效工具。     

多段翼型前缘缝翼位置的优化设计研究

本文讨论优化前缘缝翼位置的位流设计方法。优化变量为缝翼相对于主翼的缝隙(Gap)、覆盖量(Ouerlap)和偏角δ_s,目标函数为主翼上的压力峰值。应用高阶面元法计算多段翼型压强分布。用Powell优化法使主翼上压力峰值减至最小,以延迟多段翼型的失速,增大最大升力系数。本方法已用于计算NACA64A010两段和四段翼型以及Foster三段翼型,所得结果与实验数据和位流/边界层耦合设计法的结果有很好的一致性。     

基于响应面法的联结翼气动设计及优化

联结翼布局与常规布局相比具有结构重量轻、诱导阻力小、升力系数大、稳定性良好的特点。本文选取5个对联结翼布局影响明显的设计变量,利用数值模拟的方法研究不同设计变量对联结翼气动特性的影响。同时,应用了旨在提高优化计算效率的响应面方法。在优化设计中采用模拟退火算法对目标函数进行优化求解。研究结果表明,在机翼面积不变的情况下,增大前、后翼弦向距离以及两翼间的翼隔,采用V型翼差角布局方式,能有效降低两翼间的相互干扰,增大升阻比。     

用直观准则法的飞机翼面结构多约束优化计算

本文介绍应用直观准则法的翼面结构多约束优化计算程序SAFDOP。本程序可以分别对应力、位移、颤振和静气动弹性进行分析、优化和综合优化计算,采用约束轮换法进行综合优化计算。除应力约束采用满应力法外,其他各约束都采用均匀导数准则。为了实用,采用以元素链重量作为独立设计变量及在优化计算中自动筛选设计变量等方法,并考虑了初始数据的自动生成。用本程序计算了典型的歼击机机翼,取得了可以实用的结果。     

航天器点阵夹层圆柱壳构型多学科优化设计

针对航天器结构承载、密封及轻量化设计等苛刻设计要求,基于四面体结构的微观单胞构型,研究双层点阵夹层圆柱壳结构的单目标及多目标优化设计。优化模型以点阵夹层圆柱壳结构中的上中下板面的厚度、间距以及单胞内杆件的半径作为设计变量,在单目标优化中,以结构的质量为目标函数,获得合理的单胞分布;在多目标优化中,以最小热传导系数、最大化一阶屈曲载荷、屈服强度为目标进行优化,获得多学科优化问题的Pareto前沿。基于双层四面体点阵结构的多目标优化,给出了用于描述最小应力、最小质量、最小传热的最优解集。     

基于疲劳寿命的复合材料舱体分级优化分析

为构建三维应力状态复材结构疲劳寿命模型,提出由刚性元和弹簧元来模拟层间作用,结合二维板元构建三维有限元模型。借助典型应力比下的疲劳试验结果和损伤模型,结合等寿命曲线转化理论,发展一种任意应力比下的疲劳寿命分析方法。引入复合累积损伤建立多轴循环应力下的疲劳寿命模型。借助应力分析、静强度和疲劳累积损伤失效分析及材料性能退化模型,模拟面内和层间损伤产生、发展直至整体破坏过程,得到疲劳寿命。通过层合板疲劳寿命预测值和试验结果对比,验证所建模型的正确性。考虑设计变量空间复杂性,采用二级优化方法:系统级布局优化和子系统级尺寸优化。采用自适应遗传算法,以质量最小为目标函数,以疲劳寿命要求为约束条件,对复材舱体进行优化。建立基于多轴应力疲劳寿命的复材结构优化框架,为复材结构优化设计提供参考。      

涡轮盘关键部位多圆弧设计及多变量优化

为得到质量最低且满足设计准则要求的涡轮盘结构形式，研究了多圆弧过渡对涡轮盘关键部位应力的影响。提出了双圆弧和三圆弧结构设计方案并推导了几何关系，为过渡圆弧的改进与优化提供了理论上的支持。通过有限元计算，获得了多圆弧结构参数对涡轮盘应力的影响规律。基于ANSYS Workbench优化平台及参数化建模技术，筛选了优化设计变量，以涡轮盘总质量最小为优化目标，以等效应力为约束对涡轮盘关键部位进行了多变量优化。结果表明:经过优化设计，两个关键部位的最大应力分别降低662%和11.40%，涡轮盘的质量减小0.16%。本文的研究结果为涡轮盘的多圆弧设计和工程应用提供了有益参考。      

基于两级优化策略的导弹可变翼优化设计

针对多任务、可变翼导弹的外形优化设计需求,提出了一种两级优化方法,研究变形弹翼对导弹总质量和飞行性能的影响。在给定的任务和基准方案下,采用遗传算法和模式搜索法混合优化策略,完成了弹翼优化。结果显示,优化后的导弹发射质量和燃料消耗分别减小了5.46%和15.25%。     

大口径光学元件修复用精密二维运动装置的优化设计

为满足大口径光学元件精密修复用高精度二维运动装置的精度要求,利用ANSYS软件建立有限元模型,通过增加气浮支撑单元、肋板加强以及合理的减重处理,对龙门架中的承重板等薄弱环节进行优化设计。选取支撑气膜刚度作为变量,进行模态仿真,研究其对装置固有频率的影响。结果表明结构形变降低到14μm、最大应力9.15MPa远低于2Cr13的屈服极限、一阶固有频率提升至48.974Hz,即改善气浮支撑单元结构和供气参数,可使装置刚度有效增加。     

空面导弹折叠弹翼冲击响应研究

空面导弹折叠弹翼外翼展开过程中，在一秒钟内展开到位，翼面转动角度、角加速度突然为零，同时气动力达到设计值。此时，翼面受到展开冲击力影响。本文采用直接积分法着重分析了这一冲击力对翼面的位移响应值及应力响应值随时间的响应历程。     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

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。     

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。      

太阳能飞机翼肋结构拓扑优化设计

太阳能飞机翼肋结构轻薄且数量众多,其结构形式的合理性对于结构减重、机翼刚度设计等具有重要意义。基于现有太阳能飞机翼肋的结构形式,提出一种翼肋拓扑优化设计方法:首先,应用双向渐进结构优化法(BESO),以单元应力为判断指标,对太阳能飞机典型翼肋进行结构拓扑优化;其次,基于拓扑优化结果对翼肋进行结构细节设计;最后,通过有限元计算,验证翼肋的结构强度、刚度和静稳定性。通过本文方法,能够得到太阳能飞机翼肋更为合理的结构布局。