一种基于承载效率准则的复合材料机翼结构布局优化方法(英文)

提出一种针对大型复合材料机翼结构的二级布局优化策略。系统级根据结构形变调整设计指标,子系统级优化结构布局以满足系统级约束。将机翼壁板中各种临界失效载荷的接近程度作为评判结构效率的标准,通过将结构效率作为优化目标,保证了所求解问题的连续性。加筋壁板通过等效的正交异性板模拟,并根据能量原理预测总体失稳载荷。讨论了加强筋支持弹性对于蒙皮抵抗局部失稳性能的影响,并通过神经网络代理模型对其进行逼近。采用解析模型对失效特性做出评估,减少了计算资源的占用。最后以一种大型机翼结构的综合优化作为算例,计算结果满足设计要求,验证了该方法的可行性。     

不同载荷条件下翼面结构传力特性设计方法

<正>结构型式的选择是结构设计的首要环节,现代机翼结构选型的方法主要有传力分析方法和有限元方法。国内外关于机翼结构选型都做了很多研究:NASA构造了ELAPS方法在结构设计的初步阶段估算结构的重量,为结构的选型提供依据。张永顺等得到了不同结构型式之间的重量和费用隶属函数。张振伟等人对机翼结构型式和相关影响参数进行了统计分析,得到了不同机翼结构型式相关参数的取值范围。随着计算机技术的突飞猛进,大型高度集成化软件平台在飞机设计中的深入应用,各种编     

飞机概念设计中的外形参数化模型的研究

在现代CAD造型技术的支持下．飞机外形的参数化模型可以成为飞机概念设计中总体布局、方案比较、外形设计和总体参数优化设计的重要工具。本文结合NURBS的造型功能和解析函数曲线易于控制的特点，采用外形的控制方程和实体的具体表示各自独立的方法。在ACIS几何造型平台上建立了一套飞机外形的参数化设计模型。本文研究的参数化模型可以把原来飞机外形复杂的画图过程转化为飞机外形的自动化设计过程，从而提高飞机外形设计的可设计性和可计算性。在文中还深入研究了飞机外形的参数化模型在飞机概念设计中的作用和意义。分析了模型在飞机概念设计过程中的数据传递过程，说明本文研究的参数化模型可以进一步促进飞机概念设计中多学科优化设计方法的应用。     

某水陆两栖飞机机翼和翼梢小翼一体化设计

在前期翼梢小翼外形参数优化工作的基础上,进一步研究和探讨了多级响应面法在机翼和翼梢小翼一体化设计中的应用。采用多级响应面法,数值模拟求解k-湍流模型的N-S方程,同时结合统计学分析方法,提高了计算效率和准确性。以最大升阻比为目标函数,约束升力系数和翼根弯矩系数。共选取了14个外形参数,进行了126次数值模拟试验。优化得到的最大升阻比为21.619。在优化得到的外形参数条件下,直接进行数值模拟试验得到的最大升阻比为21.640,两者相对误差为0.093%。与仅优化翼梢小翼的结果相比,机翼和翼梢小翼一体化设计得到的最大升阻比提高了4.64%,总阻力减少了6.25%,整机的气动性能得到进一步的提升。同时,翼根弯矩系数减少了4.55%,改善了对结构强度的设计限制。     

结构刚度对翼根螺栓组载荷分布的影响

 由于静不定结构中载荷按刚度分配,对于机翼翼根采用螺栓组连接的结构,其连接螺栓承受的载荷会随结构刚度变化。为考察螺栓载荷随结构刚度的分布特点,结合某新型地效飞行器的机翼结构分析工作,在PATRAN/NASTRAN环境下对该机在翼根附近的主要结构进行了有限元建模。主要研究了因机翼剖面形状导致翼根各处刚度不一致而对螺栓载荷分配造成的影响。另外,考虑到中央翼的桁条对提高其支持刚度也会起到一定作用,因此,比较了中央翼带桁条与不带桁条两种情况下螺栓的受力特性。通过局部模型的有限元分析,总结出一些螺栓载荷的变化规律。得出的结论对于类似的地效飞行器或轻型飞机翼根连接设计具有一定参考价值。     

高超声速脉动压力计算分析

正高超声速飞行器在大气层内飞行时需要承受极端复杂的热,静态和声学载荷,这些严重的载荷会对飞机结构产生破坏。特别是声载荷,对于高超声速飞机,高强度的声载荷会引起飞机结构的非线性共振响应,导致结构的高     

复合材料机身壁板屈曲优化设计

针对受压加筋曲壳的后屈曲特点,提出了一个后屈曲载荷的快速计算方法。用一部分有效蒙皮代替蒙皮失稳后的承载能力,利用欧拉失稳模型估算后屈曲失稳临界载荷。以外形参数给定的机身加筋壳结构为例,基于蒙皮局部失稳的简化模型,利用二次序列法优化求解结构的最佳布局。然后按照之前提出的后屈曲载荷的快速计算方法,设计筋条的截面刚度,最终得到最轻的机身结构质量。     

大展弦比复合材料机翼气动剪裁设计新方法研究

根据机翼气动载荷和机翼弹性变形之间存在的关系,以机翼的总升力不变和结构强度作为约束条件,提出一种新的气动/结构耦合的刚度设计方法。该方法首先通过数值实验设计研究机翼扭转变形和弯曲变形对机翼气动载荷的影响,并用主成分回归方法构建了机翼变形和气动载荷之间的响应面模型。然后以该模型为基础,构建气动/结构一体化设计模型,此模型仅考虑强度约束和总升力不变的要求,放弃了传统优化设计模型中的挠度和扭转约束。通过2种优化模型的对比,说明应用该方法设计出的机翼结构,重量减轻1.23%,机翼总体扭转变形减小33%,刚度设计更为合理。     

复合材料机翼结构静强度适航符合性验证分析

正机翼是飞机在飞行过程中受力最严重的部件,其结构强度是否满足适航要求关系着飞机的飞行安全。因此,需要采用准确可靠的验证方法对结构强度进行适航符合性验证,确保结构的安全可靠。由于是通用飞机机翼,本文主要依据民用航空规章CCAR-23R3部相应的适航条款进行飞行载荷的计算,通过Patran/Nastran进行建模分析,验证复合材料机翼在极限载荷作用下的强度符合性。     

航天器用可变发射率热控器件的研究进展

随着航天技术的发展,卫星的微型化对热控技术提出了挑战。可变发射率热控器件作为一种重要的航天器热控技术,对于航天器减小负载和体积,适应复杂多变的空间热环境具有重要的意义。基于热致变色技术的智能可变发射率热控器件可以根据环境温度实现智能热控,其结构简单,能最大限度地减小热控系统的体积和质量,是一种非常有潜力的航天器热控技术。概述了主动型和被动型两类可变发射率热控器件的基本原理和进展,并对钒氧化物基热致变色可变发射率热控器件的研究进展、存在问题予以了重点介绍,展望了未来航天器用可变发射率热控器件的发展趋势。