基于参数化模型和遗传算法的复合材料加筋壁板结构选型优化研究

针对复合材料加筋壁板的结构优化选型问题,采用辅助层压板和添加极小弹性模量材料的复合材料加筋壁板有限元建模方法,应用PATRAN/NASTRAN的参数化建模功能和遗传算法相结合的复合材料加筋壁板的优化方法,对5种复合材料结构形式进行了从2000N/mm到6000N/mm压缩载荷下的结构优化分析。结果表明,当载荷小于4500N/mm时,最有效的加筋壁板结构型式为J型;当压缩载荷大于4500N/mm时,最有效的加筋壁板结构型式为I型。     

复合材料蒙皮/长桁壁板结构优化设计

针对复合材料蒙皮、长桁组成的典型刀型加筋结构,提出了一个两级三层优化方法。第1级壁板结构的质量为目标函数,采用改进的可行方向法对壁板结构进行尺寸优化。第2级以壁板结构的屈曲临界载荷作为目标函数,采用多层复合形法对壁板结构进行加筋尺寸优化和遗传算法对复合材料蒙皮进行铺层顺序优化。最后通过算例验证了优化策略的合理性。     

考虑可制造性的变刚度复合材料加筋壁板的优化设计

由于变刚度复合材料具有更大的设计空间，能更充分发挥复合材料各向异性的优势，研究其优化设计方法越来越重要。本文首先考虑了工形长桁加筋壁板变刚度复合材料的可制造性，并通过自动铺丝工艺试验获得了纤维的变角度极限范围。研究了壁板面板的铺放角度对加筋结构屈曲强度的影响，然后利用Python编程，结合Abaqus有限元软件通过遗传算法对工形长桁加筋壁板的面板铺层设计进行了优化。研究发现，纤维角度变化宜控制在20°范围内，当面板与筋条同时承受压缩载荷时，面板为纯0°铺层的加筋结构的屈曲强度比纯90°铺层时要低；遗传算法稳定且收敛性好，通过优化后的结果发现，纤维角度集中在60°～65°时，加筋结构的屈曲强度最高。变刚度复合材料可提高加筋壁板屈曲性能，应用前景广阔。     

复合材料加筋壁板结构布局快速优化设计方法

在建立复合材料加筋壁板刚度等效模型的基础上,总结了加筋板局部、总体失稳和筋条扭转失稳的理论计算方法,并将三类屈曲的临界屈曲载荷与设计载荷相等作为优化设计准则,得到了一种适用于不同筋条截面形状的复合材料加筋壁板结构布局快速优化设计方法。将该方法的优化结果与有限元分析结果进行对比,结果表明,该算法用于复合材料加筋壁板优化设计具有较高的准确性和效率,能够较好地满足工程需求。     

飞机典型复合材料加筋壁板结构稳定性及破坏强度分析

为考察飞机典型复合材料加筋壁板结构的稳定性及破坏强度,本文将计算在轴压载荷下,复合材料加筋壁板结构的失稳载荷及破坏载荷。通过对稳定性试验、有限元计算、工程算法3种方法结果的比较,摸清复合材料加筋壁板在轴压载荷下的稳定性和极限承载能力,找出壁板失稳规律,为今后的复合材料加筋壁板稳定性计算提供理论依据。     

考虑不确定性的复合材料加筋壁板后屈曲分析模型验证方法

复合材料加筋壁板在结构轻量化设计中，由于材料组分、几何尺寸具有不确定性，导致了壁板结构在服役条件下承载特性的不确定性。针对上述问题，提出了一种考虑参数不确定性的复合材料加筋壁板后屈曲模型验证方法。首先基于正交试验设计方法进行了不确定性参数的显著性分析，然后采用Kriging模型构建了能够表征后屈曲特性的代理模型，利用蒙特卡洛随机模拟获得加筋壁板后屈曲载荷概率分布，最后通过壁板结构在典型承载条件下的力学实验数据验证了分析模型的准确性。该分析方法对于壁板件在实际工程中的应用具有一定指导意义。     

复合材料加筋板剪切后屈曲分析与优化设计

为了充分利用复合材料加筋板的后屈曲承载能力,针对复合材料加筋板的后屈曲行为开展优化设计方法的研究具有重要意义。详细探讨了筋条尺寸及密度等参数对承受面内剪切载荷作用下的复合材料双向加筋板屈曲后屈曲的影响规律。建立了复合材料加筋板考虑后屈曲响应的结构分级优化方法:在一级优化中以结构几何尺寸为设计变量,使用响应面法(RSM)拟合出结构后屈曲响应的全局近似函数,结果显示,加筋缘条的宽度及加筋的密度对屈曲承载能力有重要影响;在二级优化中采用遗传算法(GA)对复合材料铺层顺序进行优化,经过两级优化后的复合材料加筋板相比于初始设计在质量减少了3%的同时,线性屈曲位移提高了8.86倍,线性屈曲模态由局部屈曲改善为整体屈曲,同时结构的后屈曲承载能力提高了8.7%。基于解决旅行商问题(TSP)的遗传算法被调整用于固定铺层厚度的复合材料铺层顺序优化问题,经优化,结构线性屈曲特征值提高了12.76%,表明了优化方法的可行性。     

复合材料加筋盒段结构抗屈曲设计方法

主要研究了一种基于承载效率的机翼壁板结构快速化设计方法,首先,本文按照结构相似、载荷相似、材料相似的准则,对复合材料翼面结构模型进行抽象,拟合并构造出复合材料加筋盒段结构屈曲模型,尽可能还原出机翼壁板的真实受力条件;然后,绘制出筋条支持刚度曲线;最后,利用该经验曲线,进一步总结出一种基于结构效率的复合材料加筋盒段结构的屈曲设计方法,实现复合材料加筋板中加强筋的布局与尺寸优化,并应用于某支线客机的中央翼结构设计中,验证该设计方法的正确性。该种方法主要应用于机翼壁板结构的尺寸和布局优化设计,结合了经验法和代理模型方法,具有效率高、模型小、通用性强等诸多优点。     

热-机载荷联合作用下的结构一体化优化设计

穿越地球大气层的高速飞行器同时受到气动加热载荷和机械载荷的作用,其结构设计必须满足热和机械设计要求。本文采用权函数法,同时考虑了机械性能和导热性能要求,以结构质量最轻为目标函数,分别对结构型式和结构参数进行了优化设计。首先,对应不同机械载荷和温度载荷要求的权重之比,进行多目标拓扑优化,获得合理的结构型式;然后,对应拓扑优化得到的不同结构型式,进行结构参数化建模,用遗传算法进行结构参数优化,找出最优解;最后,通过加筋板的实际算例,验证了该方法的可行性和有效性。     

含离散源损伤的复合材料壁板的剩余强度评估

为研究含离散源损伤的碳纤维增强树脂基复合材料曲面帽形加筋壁板在内压-轴压联合载荷下的剩余强度，对7长桁4框的复合材料曲面帽形加筋壁板进行了试验和分析。结果表明，与离散源损伤距离超过1个典型长桁间距壁板的蒙皮和长桁在轴压载荷作用下轴向应变分布较均匀；加载过程中，损伤区附近应力重新分配，降低了应力集中，离散源损伤可简化为圆孔；基于FD判据和经典层压板理论的计算方法能较准确的计算出含离散源损伤的曲面帽形加筋壁板在内压-轴压联合载荷下的剩余强度；并针对复合材料曲面帽形加筋壁板的结构特点、应变分布特征及破坏模式提出一种在内压-轴压联合载荷下轴向剩余强度的工程估算方法；计算结果均与试验结果吻合较好。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

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<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.