全复材机翼桁条的结构布局和尺寸对刚度的影响分析

利用薄壁结构力学剖面计算的理论,通过计算获得全复合材料机翼的扭转和弯曲刚度及刚心位置,并进一步研究了桁条的结构布局对机翼整体结构刚度的影响。结果表明:机翼的剖面刚度随桁条的尺寸和分布的变化而改变,桁条最佳间距为130~150mm。该内容的研究为复合材料飞机机翼结构设计和气动弹性分析提供了重要依据。     

二次响应面联／排翼布局飞机焦点计算

排翼布局飞机比较常规气动布局飞机具备诱导阻力小、结构效率更高、机翼最大几何尺寸小等优势,但是因为前后机翼间的气动干扰,使得机翼整体的气动效率无法达到理论值,使得全机焦点位置偏离理论位置,本文通过风洞实验获得前翼对后翼的气动干扰的离散测量值,利用二次响应面拟合前翼对后翼的气动干扰,根据力的合成原理获得经过修正的全机焦点,经过四种不同布局型式的自由飞模型的实际应用,验证了该方法计算联/排翼布局飞机全机焦点的可行性.     

悬浮导向用板形弹簧优化设计研究

悬浮导向是一种新型的阀门导向结构,悬浮导向结构设计的关键是板形弹簧的设计。本文首先分析了板形弹簧的力学模型、有限元计算模型,然后以Abaqus软件为基础,以板形弹簧的径向刚度为优化目标,以轴向刚度、安装区域为边界条件,对设计参数进行了优化分析。然后根据设计经验,对应力集中部位几何轮廓进行了修改,减小了最大工作应力。最后以轮廓尺寸为优化参数,以应力最小为优化目标对轮廓进行了优化。本文的分析过程、结果为板形弹簧的设计提供了有价值的参考。     

大迎角机动进气道试验装置有限元分析与优化

为给战斗机进气道的优化设计和性能评估提供试验平台,需要研制一套具有良好静、动态性能的大迎角机动进气道试验装置.介绍了该装置的结构、原理,并以该装置的有限元模型为研究对象,简述了有限元建模中的几何清理、网格划分等过程,对装置的强度、刚度和动态性能进行了有限元分析;阐述了优化设计的理论与方法,用尺寸优化方法对重要部件的厚度进行了优化.计算结果表明:装置的结构满足强度和刚度的要求,动态性能良好;通过尺寸优化,部件转动惯量得到明显减小.     

面向代理模型的机翼变形计算方法

按照机翼结构设计的原则,对内部结构还未确定的机翼提出了一种通用的变形计算方法。机翼的平面形状可看作由多个梯形组成,机翼弯曲变形为三次函数,扭转变形为一次函数。只要给定翼梢挠度与扭转角,即可计算机翼变形情况下的几何模型,使代理模型能够预测变形后机翼的气动载荷分布。文中给出了两个实际机翼的算例。算例结果表明,本文模型预测的变形与实际结构有限元分析给出的变形吻合较好。     

某高载荷大后掠无人机复合材料机翼结构设计与试验验证

作为无人机上关键部件,机翼的结构设计对无人机的可靠性具有重要影响。针对某型高速、大机动无人机的承力要求,本文设计了一款相对厚度小、后掠角大、承载高的单闭室矩形梁式复合材料机翼,在ANSYS中建立了机翼的有限元模型,并采用von-Mises准则和Tsai-Wu准则分别对机翼中金属和复合材料结构进行了强度校核,同时利用地面静力试验对机翼的设计承载能力和有限元模型的准确性进行了试验验证。结果表明,有限元仿真结果与试验结果吻合度高,位移与应变误差均在允许范围之内。单闭室矩形梁式复合材料机翼具有工艺性好、承载能力强的特点,强度、刚度、有效载荷与机翼质量之比都超出了传统的无人机机翼,可以为未来更高性能复合材料机翼的设计提供参考。     

弹性机翼刚度的静气弹敏感性研究

为保证大展弦比柔性机翼在巡航飞行时的气动性能够达到设计指标,需要在机翼气动外形设计阶段进行型架设计。机翼刚度对气动载荷有显著影响,是影响静气动弹性的重要因素之一。基于流固耦合方法开展变刚度型架外形设计鲁棒性分析研究,建立以机翼刚度为自变量的全机弹性气动导数评估模型,并以机翼扭转角及升力效率为约束,开展机翼刚度敏度分析。结果表明:垂直弯曲刚度、扭转刚度是影响机翼扭转角及全机升力效率的主要刚度特性;在机翼刚度变化不超过10%时可冻结型架外形;全机弹性气动导数与刚度比呈线性关系。研究结果可用于工程型号设计中的目标刚度静气动弹性评估。     

基于等效刚度矩阵的复合材料机翼盒段优化设计

通过刚度矩阵转换,将复合材料层合板等效成正交各向异性材料板,并采用beam单元模拟加筋桁条。将机翼盒段的蒙皮厚度和加筋桁条面积作为设计变量,机翼盒段的质量作为目标函数,运用多岛遗传算法和序列二次规划算法相结合的优化方法,对多变量、多约束条件下的大展弦比复合材料机翼进行结构优化设计。通过算例分析,机翼的复合材料结构质量下降了9.55%,优化时间较短。     

基于仿生学的机翼结构刚度和强度设计研究

探讨仿生学及结构仿生学的理论基础,研究将其应用到飞机机翼的结构设计中,以提高机翼的结构刚度和强度的方法。研究内容包含：分析机翼结构受力和传递路径,探讨与机翼结构相似的特定生物系统特征,以确定机翼结构形式,并计算应力,变形等参数,和原型机翼进行比较,最终择优选择设计方案。     

AUTOMATIC FINITE ELEMENT MODELING OF A WING

研究了建立机翼有限元模型的自动化。用行列法标识结构的部件（肋、梁、蒙皮、立柱）,并用简单明了的表格界面来输入所有部件的几何、网格密度、材料、载荷、边界条件等参数。设计并用ＰＣＬ（ＰＡＴＲＡＮｃｏｍｍａｎｄｌａｎｇｕａｇｅｕｎｄｅｒＰＡＴＲＡＮ６．０）编制了相应的自动化建立整个机翼有限元模型的用户化程序模块。作为算例建立了ＶＦＷ６１４机翼的有限元模型并用ＮＡＳＴＲＡＮ６８进行了计算。结果表明,本方法有效和高效。     

复杂布局机翼结构多约束优化设计

机翼结构需要同时满足强度、刚度、气弹和设备安装等要求,布置多个外挂设备的机翼结构设计约束更加复杂,传统方法难以得到最优方案。本文提出了通过约束机翼剖面弯曲刚度和扭转刚度来控制气动弹性的方法,研究了稳定性和位移敏度计算理论,结合工程准则法和数学规划法,搭建了适用于复杂布局机翼结构的多约束优化流程,以国产结构分析软件HAJIF为平台进行了程序实现,并结合工程机翼案例进行了方法验证。优化结果表明,本文方法能够以静力分析模型为基础,同时考虑强度、刚度和稳定性等多种约束形式,在有限计算机时内给出最优设计方案,具有一定的工程应用价值。     

薄壁结构强刚度可靠性分析

本文提出了一种可模拟飞行器翼面等溥壁结构的强刚度可靠性分析方法。给出了在Mises屈服条件下平面应力元件强、刚度安全裕量方程。讨论了强度失效模式和刚度失效模式的相关性。     

外挂物、副翼操纵刚度对机翼颤振特性的影响

本文采用气动弹性模型试验的方法,研究了外挂物重量、悬挂位置和不同的副翼操纵系统刚度对机翼低速颤振特性的影响。气动弹性模型是严格地按相似律的要求进行设计的,由于机翼是对称的,故仅设计了半机翼。而试验既进行了地面振动试验,也进行了风洞试验。文中对试验结果进行了分析。最后,提出两点意见供飞机防颤振设计人员参考:1.副翼的旋转运动是发生主翼面-副翼耦合颤振的主要影响因素,故与操纵系统刚度密切相关的副翼旋转频率值对机翼防颤振设计极为重要。2.机翼携带翼下外挂物,使机翼临界颤振速度明显下降;在设计状态下,外挂物位于机翼内侧的状态与位于外侧的状态相比,机翼临界颤振速度降低更显著。     

基于改进涡格法的飞翼布局飞机稳定性导数计算

由于没有垂直安定面,无尾飞翼布局飞机航向安定性通常接近中立或略微为负,造成了其横航向稳定性与常规布局飞机具有很大区别。因此无尾飞翼布局飞机在概念设计阶段,必须在进行气动性能优化的同时,计算获得较为准确的气动导数数据以对飞机横航向稳定性进行分析,这对气动计算软件计算精度和效率提出了很高的要求。本文在现有涡格法计算软件的基础上,提出了改进算法。以一概念飞翼布局飞机为算例进行计算,结果与风洞实验结果的对比证明:飞机具有侧滑角的情况下,改进算法比原算法计算精度有明显提高。     

后掠机翼欧拉方程数值模拟

本文对后掠机翼用保角转绘加剪切变换生成C-H型网格,并在这类网格拓扑上,用Jameson的三维欧拉方程有限体积法,四步Runge-Kutta时间推进格式,研制出可供分析三维后掠机翼亚、跨、超声速绕流的计算程序。本方法的特色是改进了机翼表面网格点的分布,使机翼后缘与网格线一致。在数值计算中,通过附面层位移厚度计算,引入了附面层粘性修正,改善了计算结果。     

Dynamical Model Updating Based on Modal Tests with Changed Structure

A new approach to modifying the stiffness and mass matrices of finite element models is presented to improve the calculation precision. By measuring the mode frequencies and shapes of both of the original and the new structures with changed stiffness and mass, the stiffness and mass matrices of the finite element model can be updated through matrices calculation and solving algebra equations. Taking a multi-freedom model as an example, the relation between the number of the modes and the correction precision of stiffness and mass matrix elements is researched. The facility and precision of the method are totally confirmed especially when the modeling error is known limited to a definite local range. The feasibility of the approach is proven by an effective engineering application to the model updating of a wing piece used in flutter test.     

可变后缘弯度机翼柔性蒙皮的变形特性分析

应用面元法和有限法建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的流固耦合分析方法。数值仿真结果表明:位于变形后缘上表面的柔性蒙皮在气动载荷作用下将被"吸"成鼓包形状,且这个局部变形对翼型后缘部分的压力分布具有很大影响。在此基础上,研究了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形随其弹性模量、厚度和初始预应变的变化规律。可以得出,柔性蒙皮的变形量随着翼型后缘偏角的增加而先增大后减小,并不是随着后缘偏角的增加而增大;增加蒙皮的厚度可以减少柔性蒙皮的最小弹性模量和最小拉伸刚度,但蒙皮的厚度受限于机翼的结构空间;满足Jacobs形变准则的蒙皮最小拉伸刚度随着蒙皮预应变的增加而降低。