多铺层碳纤维蜂窝板模型修正

 蜂窝板是现代飞行器的主要承力结构,通过分析各形式响应面适用范围,提出Linear-and-Gaussian组合核支持向量机(SVM)响应面和基于分组控制策略的改进粒子群优化(IPSO)算法。用ANSYS的SHELL91单元建立多铺层碳纤维蜂窝板的有限元模型(FEM),并通过正交试验设计和F值检验确定待修正结构参数,构造Linear-and-Gaussian响应面以拟合待修正结构参数与蜂窝板模态频率的关系并检验响应面模型有效性。最后,用基于分组控制策略的IPSO算法对响应面模型中的结构参数进行修正,修正后参数代入原有限元模型得到修正模型。通过对修正前后模型模态频率与基准模型模态频率在测试频段内外的对比,证实了修正后模型具有良好的复现能力和预测能力。     

航空发动机机匣螺栓连接结构简化模型修正

为了提高航空发动机机匣螺栓连接结构动力学模型修正效率,基于模态置信准则（MAC）,提出了一种基于实体振型的 动力学参数简化模型修正技术,采用该技术对发动机机匣典型螺栓连接结构有限元参数模型进行了修正。通过模态测试获得实 际机匣的模态信息,并与有限元实体模型模态进行比较,利用实体模型模态信息筛选修正参数,采用参数化响应面优化方法对机 匣动力学简化模型进行修正。结果表明：基于实体振型的动力学参数简化模型修正技术可以避免对模型进行多次调用,提高了简 化模型修正效率;具有较高的修正精度,修正后的典型螺栓连接结构简化模型准确性明显提高约11%。该修正技术进一步完善后 可用于航空发动机整机动力学分析、故障分析等。     

基于统计分析和响应面方法的有限元模型修正研究

通过统计学中的方差分析对待修正参数进行筛选,利用对修正参数的方差分析结果,选择对响应特征有显著影响的参数作为修正对象。再利用试验设计方法,通过有限元计算,获得一系列试验点的响应特征,拟合出响应特征关于修正参数的响应面模型。模型修正时,用响应面模型替代有限元模型进行迭代计算。由于只需要在试验点的响应特征计算时调用有限元计算程序,对于大型工程结构,可极大的提高修正效率。     

基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构优化设计

探索基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构多学科设计优化方法,建立了基于近似技术的多学科设计优化框架。气动学科采用全速势方程加黏性修正进行翼身组合体跨声速流动的气动计算,结构学科采用有限元分析方法进行应力与变形计算。采用均匀设计法给出若干样本点,分别采用二次响应面、Kriging模型和径向基神经网络等多种近似技术,构造气动学科和结构学科的近似分析模型,并对几种近似模型精度进行了分析和比较。研究发现,Kriging模型和二次响应面具有几乎等同的较高的近似精度,神经网络的近似精度则较差,由于二次响应面计算量更小,故最终选定为机翼设计优化的近似方法。以升阻比和结构重量为目标,考虑升力、机翼面积以及应力和应变约束条件,对运输机机翼4个外形参数和4个结构参数进行多目标、多约束优化设计。优化后的机翼具有较好的气动/结构综合性能,表明本文方法是可行的。     

基于部件级模型修正的某发动机整机动态特性计算

针对型号研制初期产品缺乏试验、动力学识别误差较大的问题,采用一种经修正的简化模型计算发动机动特性。首先,使用多类型有限元单元进行整机刚度等效简化建模及单元耦合,计算得到喷管延伸段的结构模态特性;然后,对比喷管延伸段简化模型、全三维模型与振动台模态试验结果,以100 Hz内主要模态频率为优化目标,使用多目标遗传优化算法对简化模型进行修正重构;最后,计算重建后整机模型动态特性,得到发动机模态特性与各部件位置谐响应分布规律。该模型修正方法在型号研制初期不具备试验条件情况下,能通过多轮模型修正得到较为准确的整机动特性。     

联接翼气动／结构协同优化设计

联接翼是一种将前翼和后翼连接在一起的飞行器布局形式。针对联接翼气动／结构一体化的布局概念，通过结构有限元参数化建模、结构优化、试验设计和响应面模型技术，采用基于响应面的协同优化算法对其进行了气动与结构一体化设计，所获计算结果对大展弦比联接翼飞机构型初步设计具有参考价值。     

薄壁机匣螺栓连接结构多目标优化设计

为增大薄壁机匣安装边螺栓连接结构强度、减小其振动和重量,以满足现代航空发动机更高性能的要求,对机匣结构参数进行了优化设计。选取安装边高度、安装边厚度、机匣厚度和螺栓个数为参数变量,结构质量、一阶固有频率和最大等效应力为目标函数,根据Box-Behnken方法设计的样本点和有限元计算结果建立二阶响应面模型,基于层次分析获取权系数,并利用遗传算法对机匣结构进行多目标优化设计。最后,针对优化后的结构进行模态试验和有限元验证。研究表明,模态试验结果与有限元计算误差小于6%,同时优化显著提高了一阶固有频率,使其结构质量和最大等效应力分别降低5.28%和13.64%,验证了本文提出的优化方法的有效性和可行性。     

基于响应面法的带喷流激波针参数优化研究

对基于响应面法的带喷流激波针参数优化方法进行了研究,优化目标是最佳减阻效果和最小喷流流量,优化参数是激波针长度、喷流出口总压和喷流出口直径,利用响应面模型对设计参数与响应目标的关系进行建模,样本点设计采用了Ⅳ-最优方法,样本点的气动响应通过数值计算得到,最后用期望函数法进行多目标寻优。研究表明:激波针长度、喷流总压和喷流出口直径与阻力呈现2阶或3阶非线性关系,且激波针长度和喷流出口直径耦合效应较强;响应面模型给出了阻力与各设计参数关系的数学表达式,仅用较少的样本点就获得了设计空间内任意参数组合的阻力预测值和置信区间,效率较高;通过响应面法获得了最优参数组合,其阻力预测值与校验结果相比精度较高;响应面法应用于带喷流激波针这类多参数、多目标优化设计问题中,有计算量小、结果可信、实用性强的特点。     

航空发动机静子系统中螺栓连接结构的建模与修正

基于概率设计方法对航空发动机静子系统中螺栓连接结构进行模型修正研究。静子系统中不同的机匣结构由螺栓连接在一起,采用具有一定材料属性的层单元法来等效模拟螺栓连接结构,通过调节层单元材料属性来提高有限元模型精度。首先采用灵敏度分析方法确定修正区域,然后基于概率方法设计修正参数,利用蒙特卡洛抽样法选取样本点,最后基于静力学试验数据选择合理的目标函数,通过迭代优化计算得到修正后的模型参数。结果表明,修正后的静子系统有限元模型计算得到的刚度值与试验数据更加接近,修正后的相对误差都在5%以内。     

航空发动机静子系统中螺栓连接结构的建模与修正（英文）

基于概率设计方法对航空发动机静子系统中螺栓连接结构进行模型修正研究。静子系统中不同的机匣结构由螺栓连接在一起,采用具有一定材料属性的层单元法来等效模拟螺栓连接结构,通过调节层单元材料属性来提高有限元模型精度。首先采用灵敏度分析方法确定修正区域,然后基于概率方法设计修正参数,利用蒙特卡洛抽样法选取样本点,最后基于静力学试验数据选择合理的目标函数,通过迭代优化计算得到修正后的模型参数。结果表明,修正后的静子系统有限元模型计算得到的刚度值与试验数据更加接近,修正后的相对误差都在5%以内。     

大展弦比联接翼气动/结构一体化设计

联接翼是一种将前翼和后翼连接在一起的飞行器创新布局形式。本文针对联接翼气动与结构一体化的布局概念,基于结构有限元参数化建模、结构优化、试验设计和响应面模型,采用系统级优化算法对其进行了初步的气动/结构一体化设计,所获计算结果对联接翼飞机总体参数的确定具有参考价值。     

基于参数法的焊接薄板动力学模型修正

以焊接薄板动力学模型修正为目的,通过建立参数法修正模型,对含焊缝悬臂薄板动力学模型进行了修正。将焊缝用连续实体单元建模,焊缝部位的密度和弹性模量作为修正变量,以有限元数值解与模态振动测试结果误差最小化为优化目标,通过数值迭代运算,得到了模型修正参数的最优化解。结果证明模型修正精度较高,可有效降低焊接结构件有限元模型复杂度。     

发动机外部管路系统的卡箍布局多目标优化

针对航空发动机外部管路系统卡箍布局不合理而导致发动机发生共振或振动过大问题,对发动机复杂管路的卡箍布局 进行优化设计。将卡箍简化为末端固定的线性约束弹簧单元,建立管路系统的整体有限元模型;进行卡箍在复杂3 维管路上的位置 参数化处理;通过相对灵敏度分析获得对固有频率以及随机振动响应影响较大的5 个关键卡箍位置参数;确定2 个优化目标分别 为前4阶固有频率远离发动机工作频率和随机振动应力均方根响应最小化;采用多目标遗传算法对5 个关键卡箍参数进行优化。 结果表明：通过优化设计同时实现了多阶频率调节和随机振动应力均方值的减小;对不同优化方案的效果进行对比发现,不同的优 化方法各有优劣,无法使2 个优化目标同时达到最优结果。     

转子-支承耦合结构的模型修正研究

在转子-支承耦合结构的动力学分析过程中,结构模态参数计算结果与实验测试结果往往存在较大差异。针对此问题,应用优化算法对结构动力学模型进行修正,使计算模型能更准确地反映结构特性。建立由梁单元、盘单元、弹性支承单元组成的结构动力学有限元模型;选择优化目标函数、设计参数,并对各参数进行灵敏度分析。应用粒子群算法对选取的设计参数进行优化,得到最优模型。利用转子-滚动轴承实验器进行验证,结果表明,方法能够有效地实现转子-支承耦合结构的动力学模型修正,修正后模型更接近实际结构。     

航空电子设备冷却轴流风扇优化设计

基于风扇参数化设计和数值模拟程序,分析风扇各主要结构参数对其气动性能的影响,为进一步的优化设计提供了条件.采用并行计算流体力学(CFD)方法,基于组合优化策略(正交实验设计、响应面模型、遗传算法和混合整型算法)以多工作点流量系数平均值最大为目标函数对风扇进行多参数结构优化.8025型轴流风扇的优化结果比初步设计方案的性能提高14.5%.      

利用遗传算法和神经网络响应面来实现复合材料结构优化设计

运用正交试验设计选择设计样本，建立神经网络响应面，以代替复合材料结构优化中的大量的有限元分析；将神经网络响应面作为目标函数或者约束条件，加上其他常规约束条件进行优化模型的建立，再应用遗传算法（GA）进行优化，这可以实现设计分析与设计优化的分离。以复合材料帽型加筋板的重量优化问题为例，建立了重量响应面目标函数、强度和翘曲稳定性响应面约束条件；并通过NASTRAN进行有限元计算，以获取用于响应面训练的样本点数据。研究表明，该方法能以较少的结构分析次数，取得高精度的响应面近似模型，从而使优化效率大为提高。神经网络响应面能够获得与传统响应面同等，甚至更好的精度。     

基于静强度试验的有限元模型修正技术研究

基于静力响应的有限元模型修正技术广泛应用于工程结构的参数识别中,需要解决软件实现、基准数据与目标函数选取,以及参数的灵敏度分析等问题。利用位移响应信息对损伤位置确定的悬臂梁进行了损伤程度的精确识别,对于损伤位置不能确定的情况,通过引入应变约束条件实现了损伤位置与损伤程度的同时确定。作为实际工程算例,将飞机静强度试验得到的位移响应与内力响应作为基准数据,利用模型修正技术确定飞机方向舵有限元模型边界条件。算例比较了不同目标函数和约束条件对修正效果的影响,并通过增加内力响应信息进一步修正了根部约束参数,为计算分析提供了精确有限元模型。     

全机有限元模型修正及验证方法研究

有限元分析现已成为飞行器设计的重要工具,若要提高有限元仿真的准确性,需要对有限元模型进行必要的修正。以某型直升机全机静力试验有限元模型为研究对象,基于静力试验实测的应变值,进行变量参敏度分析和模型优化,针对全机试验测点多、模型自由度大的特点,提出适用于验证全机模型的相关性算法;基于该算法,应用某一工况下的试验结果,对全机有限元模型的部分参数进行修正,得到与试验结果符合较好的模型参数结果;应用其他工况的结果对修正后的模型进行验证,结果表明:其他工况下修正后模型的计算结果与试验值也很接近,证明了该相关性算法和全机模型修正及验证方法的可行性和有效性。     

基于响应面的系统性能可靠性优化设计方法

提出了建立基于Logistic变换的性能可靠度与关键设计参数(DDP)之间函数关系的响应面方法以及性能可靠性优化设计模型。通过试验设计、一体化仿真、Logistic变换、多项式拟合、方差分析和模型检验等步骤,来构建系统性能可靠性响应面模型。并以性能可靠度为目标,性能设计参数可行域为约束进行设计优化。针对舵机案例,以性能模型和干扰模型为基础,通过仿真及回归分析,建立了性能可靠度与关键设计参数（Ce,Kp,J）的响应面模型。建立了舵机性能可靠性设计优化模型,对关键设计参数进行了优化。     

基于优化的动力学模型修正中的优化策略

基于MSC．Nastran平台，利用其优化设计功能，提出能应用于动力学有限元模型修正中的优化策略。经过算例和工程实际结构计算，证明该优化策略能有效提高模型修正的精度和收敛速度。修正完成后，能显著地降低修正模型和目标模型的结构参数、频率误差和提高模态相关性，有很好的工程应用前景。