无人机全复合材料机翼结构设计与试验验证

为提高全复合材料机翼的有效载荷与机翼质量的比值(载荷/质量比),提出了一种预测全复合材料机翼极限载荷的有限元模拟方法,并建立了提高机翼结构效率的结构设计方案。首先,基于薄壁工程梁理论,对全复合材料机翼进行了理论分析,并对全复合材料机翼的结构形式与铺层形式进行了初始设计;然后,基于初始机翼的试验数据,利用ABAQUS建立了4种不同的有限元模型,通过对比得到了最佳数值模拟方法;接着,建立了14种结构布局形式,并为每种结构形式赋予不同的铺层方案,形成了117个机翼设计方案,对比了各个结构形式的载荷/质量比以及工艺因素;最后,制造了全复合材料机翼并进行了试验验证。结果表明:双工字梁结构为最佳机翼结构布局形式,具有较高的承载效率;模拟载荷与试验值之间的相对误差仅为1.91%,验证了有限元模型的正确性;机翼的载荷/质量比达到了24.17 N/g,相对于初始设计提升了30.65%。所得结论表明设计方法有效。      

整体成型复合材料模型机翼设计方案优选与验证

采用多级优化方法,对给定外形和尺寸的复合材料模型机翼进行了设计方案优选。首先基于单因素的效能评估和灰关联度的综合效能评估对机翼进行了结构布局设计,然后采用有限元法对工字梁机翼进行结构细节优化与铺层设计,最后采用基于真空袋法的整体成型工艺制备了蒙皮-夹芯、蒙皮-加筋、C型梁和工字梁等4种典型结构的复合材料模型机翼,并利用三点弯曲试验对优选设计方案进行了验证。优化结果表明：工字梁机翼结构效能水平最高,其次是后C型梁机翼,结构效能最差的是蒙皮-腹板机翼,梁凸缘采用等厚度变宽度可获得近似等强度梁结构。试验结果验证了优化设计方案的有效性。     

采用等效刚度有限元模型的复合材料机翼颤振分析

采用等效刚度方法,研究了一种适用于机翼初步设计阶段的动力学和颤振分析的结构有限元模型。该方法首先计算不同布局形式的加筋壁板的刚度矩阵,然后将其赋予与加筋壁板平面形状相同的光板（等效板）上,使加筋壁板和等效板具相同的力学性能。该方法的优点是避免了加强筋的有限元建模,从而使有限元模型的复杂程度大大降低,但同时等效刚度结构有限元模型仍能反映机翼加筋壁板的结构特性。以某客机概念方案的机翼为例,建立了反映实际结构详细有限元及其等效刚度有限元模型。计算结果和对比分析表明,两种模型的固有频率、振动模态和颤振分析结果吻合得很好,从而验证了等效刚度方法在机翼结构动力学和颤振分析方面的准确性。由于该方法具有简单快速和准确的优点,可用于机翼初步设计阶段对颤振特性的评估。     

渐开线内花键冷挤压成形工艺研究

目的研究渐开线内花键冷挤压成形工艺。方法根据渐开线内花键的结构特点,提出了两种渐开线内花键冷挤压成形工艺方案。采用Deform-3D有限元分析软件对提出的工艺方案进行数值模拟,分析了两种方案的载荷位移曲线、方案二中不同坯料孔径和摩擦因子对渐开线内花键成形质量的影响等。结果提出的两种工艺方案均可在模具许用应力范围内成形渐开线内花键,通过数值模拟,获得了成形过程中的工艺参数,揭示了渐开线内花键冷挤压成形过程的变形机理。结论提出的渐开线内花键冷挤压成形工艺,对实际生产及其他相似零件具有指导意义。     

超轻复合材料机翼模型优化设计与制造

根据SAMPE CHINA 2009超轻复合材料机翼设计大赛要求,在既定结构外形下,建立有限元模型.采用Hashin复合材料失效判据以及通过折减压缩强度来考虑屈曲行为的方法对在三点弯曲加载情况下机翼模型的损伤区域、破坏模式及破坏强度进行数值模拟分析.通过基于COMPASS的铺层优化设计确定了最优结构.最后利用先进的制作工艺加工出了反映结构特点的机翼模型,并在比赛中胜出.     

一种挖掘机斗齿多向精密成形工艺研究

目的研究挖掘机斗齿多向精密锻造成形工艺。方法根据挖掘机斗齿的结构特点,设计一种多向精密成形工艺方案。使用Deform-3D有限元分析软件对提出的工艺方案进行模拟,分析锻造过程中的载荷-行程曲线和金属流动规律,最后设计模具并进行工艺试验。结果通过数值模拟与工艺试验,获得了成形过程中的工艺参数,揭示了挖掘机斗齿多向精密成形过程的变形规律。结论提出的多向精密成形工艺方案成形挖掘机斗齿没有超出模具的许用应力范围,工艺试验获得的锻件充填饱满,无锻造缺陷。     

复合材料机翼结构热校形工艺实验及数值模拟

纤维增强树脂基复合材料机翼结构复杂,往往存在明显的固化变形现象,严重影响机翼的装配和气动特性。本研究目的在于建立大型复合材料复杂结构的热校形工艺方法,解决复合材料机翼制造的变形控制问题。针对复合材料机翼的固化变形特点,设计了新的热校形夹具工装。在评价复合材料应力松弛特性的基础上,建立了大型复合材料机翼结构热校形工艺的有限元模拟方法,实现了对热校形后机翼结构残余变形的有效预报,分析了校形载荷、校形温度等关键工艺参数对校形效果的影响规律,形成优化的热校形工艺方案。模拟及实验结果表明,复合材料热校形工艺可以适用于大型复杂结构,复合材料机翼89.5%的固化变形被热校形工艺的残余变形抵消,达到机翼的装配和气动外形要求。      

连翼布局飞行器飞行载荷与颤振分析

对相同总体设计条件下的传统布局飞行器的机翼和连翼布局飞行器的机翼进行了静气动弹性特性和颤振特性的对比分析。重点开展了考虑弹性变形的情况下,两种机翼在提供相同升力的条件下,结构所承受的气动载荷的对比分析及气动导数随动压变化趋势的对比分析。分析结果表明:与传统布局机翼相比,连翼布局机翼具有更高的设计灵活性;在相同的结构重量条件下,连翼布局机翼较之传统布局弯曲和扭转刚度特性更好,并具有较高的颤振速度;弹性情况下连翼布局机翼升力线斜率随动压增大而增大,且这种增加梯度受到后翼弯曲刚度的影响。     

电暖气罩成形镶拼模具设计

通过对电暖器罩零件的结构、成形难点及工艺性能的分析,确定其加工工艺方案,在对成形工艺方案进行分析比较的基础上,设计了镶拼模具成形该零件,并介绍了模具的设计要点.     

铝合金双层杯件冷挤压成形工艺模拟研究

针对铝合金双层杯件的结构特点,提出了闭式冷挤压成形工艺方案,并研究了不同坯料形状对成形过程的影响.采用有限元模拟软件对双层杯件成形过程进行了数值模拟,比较分析了不同坯料对变形过程中的金属流动、应变以及载荷曲线等的影响,预测了该双层杯件成形过程中的缺陷及产生原因,得出了最优成形工艺方案,可获得高质量、高精度的锻件,实现近...     

阻尼器对卫星太阳翼锁定冲击力矩影响的研究

本文在卫星太阳翼系统建模的基础上,利用多体动力学分析软件MSC.ADAMS对太阳翼展开过程进行了动力学仿真分析,通过展开过程中对帆板之间的冲击力矩变化进行考察,分析了阻尼器在不同位置的情况下,锁定过程中的锁定冲击力矩的变化,评估阻尼器的抑振效果,从而确定阻尼器安装的最佳位置。     

折叠翼的结构非线性颤振分析

由于折叠机构间隙的存在,折叠翼的刚度特性呈非线性关系特性,工程实践中需要有效的方法,建立并求解折叠翼的非线性气动弹性方程。该文提出了弦向多个自由度具有结构非线性刚度的折叠翼颤振分析方法,并对典型折叠翼面进行了非线性颤振分析。利用动态子结构方法建立了非线性气动弹性方程,分别在频域和时域给出了颤振求解方法。对比工程软件的计算结果,验证了该方法是否满足工程计算精度的要求。通过对典型折叠翼的计算得到以下结论。在弦向多个位置具有初载间隙型非线性的典型折叠翼结构在一定速度范围内会产生稳定的极限环振荡,在一定速度范围内结构响应与初始扰动相关,后缘铰链振动相比于前缘更加剧烈,初载角较大时振荡更加剧烈。     

Simultaneous partial topology and size optimization of a wing structure using ant colony and gradient based methods

This article presents a methodology and process for a combined wing configuration partial topology and structure size optimization. It is aimed at achieving a minimum structural weight by optimizing the structure layout and structural component size simultaneously. This design optimization process contains two types of design variables and hence was divided into two sub-problems. One is structure layout topology to obtain an optimal number and location of spars with discrete integer design variables. Another is component size optimization with continuous design variables in the structure FE model. A multi city-layer ant colony optimization (MCLACO) method is proposed and applied to the topology sub-problem. A gradient based optimization method (GBOM) built in the MSC.NASTRAN SOL-200 module was employed in the component size optimization sub-problem. For each selected layout of the wing structure, a size optimization process is performed to obtain the optimum result and feedback to the layout topology process. The numerical example shows that the proposed MCLACO method and a combination with the GBOM are effective for solving such a wing structure optimization problem. The results also indicate that significant structural weight saving can be achieved.     

采用等效有限元模型的复合材料机翼结构优化

在机翼设计过程中,将等效有限元模型(EFEM)方法应用于考虑静力学和动力学要求的机翼结构优化。提出了"三步走"的结构优化策略,将一个多变量的复杂优化问题转换为一系列少变量的简单优化问题,对某支线客机的复合材料机翼进行了优化设计。首先以位移、静强度和颤振速度作为约束条件对机翼复合材料铺层比例进行优化;然后以静强度和结构稳定性作为约束,以最小化结构质量和结构效率作为优化目标,对各翼肋之间的加强壁板进行优化设计;最后再以位移和颤振速度为约束,对机翼结构总体刚度进行优化设计。结果表明:EFEM方法具有快速建模和计算量少的优点,采用"三步走"优化策略具有更高的效率,适用于初步机翼结构优化设计。     

Optical diffraction by the microstructure of the wing of a moth

On the wing of the moth Trichoplusia orichalcea a prominent, apparently highly reflective, golden spot can be seen. Scales from this area of the wing exhibit a regular microstructure resembling a submicrometer herringbone pattern. We show that a diffraction process from this structure is responsible for the observed optical properties, such as directionality, brightness variations, polarization, and color.     

复合材料加筋板屈曲/后屈曲分析的应用

研究了复合材料加筋板翼面结构稳定性问题,分析了加筋板在压缩和剪切等载荷作用下的稳定性安全裕度。利用计算复合材料加筋板屈曲及后屈曲承载能力的方法,验证复杂受载情况下结构的稳定性。验证对象是一个优化后的满足强度、刚度和工艺制造要求的复合材料机翼。该机翼在各种载荷工况下的内力分布情况由MSC.NASTRAN分析得到,通过本文提出的方法得到每块蒙皮的稳定性承载能力。然后给出复合材料层合板在复杂载荷下的屈曲及后屈曲安全裕度的计算准则,验证优化后的机翼加筋板是否满足稳定性设计要求。该方法可作为约束集成到结构优化系统平台中。     

基于关键测量特征的机翼对接容差分配

针对在飞机装配过程中机翼对接准确度难以保证而影响飞机的气动外形和飞行平稳性的问题,建立了一种以关键测量特征的测量数据为节点的容差分配模型。基于测量辅助装配技术,对装配过程中飞机的关键测量特征进行定义。分析了机翼对接中关键测量特征间的几何关系,考虑了现场测量设备的测量不确定度,在此基础上建立了以关键测量特征的测量数据为节点的容差分配模型。试验结果表明,利用容差分配模型对机翼的安装角、上反角和对称性等进行容差分配,将分配的容差信息融入数字化装配系统,可以显著提高飞机装配的质量和效率。研究结果可以为飞机机翼对接过程中装配特征的定义和容差分配提供一定的理论指导。     

翼面复合材料结构气动弹性剪裁设计和工艺技术

为实现机翼翼尖扭角增量的设计要求, 达到改善飞机气动弹性特性的目的, 利用复合材料的弯扭耦合特性, 着重对复合材料非均衡铺层设计和工艺技术进行了研究, 提出了对翼面复合材料结构弯扭耦合特性进行设计的工程解决方法, 并开展了对比试验研究。试验结果表明, 经剪裁设计后, 模拟机翼盒段外洗效果明显, 在不同载荷作用下, 翼尖扭角增量降低10%~45%。