复合材料机翼鲁棒气动弹性优化设计

针对气动弹性结构, 利用遗传-敏度混合算法开展鲁棒优化设计。以大展弦比复合材料机翼的鲁棒气动弹性结构优化设计为例验证了鲁棒设计方法的适用性和有效性, 比较了鲁棒结构优化设计与传统优化设计的区别。研究结果表明: 在设计变量存在不确定性的情况下, 考虑鲁棒性约束优化得到的结构较传统优化结构具有更好的抗干扰性; 但鲁棒性的满足是以增加结构质量为代价的, 鲁棒性要求越高, 结构增重越明显。      

考虑气动弹性约束的复合材料支撑机翼优化设计

基于遗传-敏度混合算法对复合材料支撑机翼开展考虑气动弹性约束的优化设计,并与常规机翼构型进行比较。在严重载荷状态下,以结构质量最小化为目标,以翼尖变形、屈曲稳定性和颤振速度为约束,设计复合材料机翼铺层和支撑结构参数,并研究不同支撑点位置对于优化设计结果的影响。结果表明,复合材料支撑机翼构型能大幅减少弯曲方向上的铺层材料,有明显的减重优势。支撑点位置对于结构质量、屈曲稳定性和扭转刚度分布有较大影响,支撑结构的屈曲破坏在复合材料支撑机翼的结构设计中要引起重视。     

考虑几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性分析

针对飞机飞行过程中因受气动载荷作用、机翼几何非线性效应影响气动弹性稳定性,提出考虑结构大变形几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性特性分析方法。通过对MSC.Nastran软件二次开发实现该方法的计算流程。考虑大展弦比机翼几何大变形对气动面网格构型影响,在每个迭代步对气动面网格进行更新,求出大展弦比机翼在给定飞行状态下的静气动弹性变形,获得考虑机翼结构几何非线性效应的刚度矩阵,并进行机翼颤振特性分析。对大展弦比机翼模型进行气动弹性特性分析计算表明,与线性气动弹性分析结果相比,考虑机翼结构大变形几何非线性效应,机翼静气动弹性变形会影响机翼动力学特性,使机翼扭转频率明显下降,导致机翼几何非线性颤振速度低于线性颤振速度。     

复合材料壁板铺层参数对大展弦比机翼气动弹性优化的影响

开展了大展弦比复合材料机翼气动弹性综合优化设计研究,以复合材料层合板铺层厚度为设计变量,以多种气动弹性约束与强度/应变约束为限制条件对结构进行优化设计,从铺层比例和铺层非均衡两方面分析了蒙皮铺层参数的影响。研究表明: 在满足综合约束的条件下,随着0°铺层比例的增加,翼尖变形略微减小,颤振速度略有下降,副翼效率变化不大; 蒙皮铺层非均衡程度主要影响机翼静气动弹性能,随着蒙皮非均衡引起的机翼刚轴绕翼根向前缘逐渐偏转,翼尖垂直变形变化不明显,但翼尖负扭转变形的绝对值加大,副翼效率下降。     

大展弦比柔性机翼气动弹性风洞模型设计与试验验证

大展弦比柔性机翼飞机的气动弹性是当前理论研究的热点,而风洞试验研究则是揭示大变形气动弹性运动机理和验证理论方法的必要手段。该文建立了能够考虑几何非线性特点的大展弦比柔性机翼风洞试验模型结构设计方案。该方案设计结合几何非线性气动弹性理论分析与模型地面试验,在确保分析模型与理论模型一致的基础上,进行了实物模型的气动弹性风洞试验。风洞试验结果表明大展弦比柔性机翼的结构大变形效应对其气动弹性特性产生了一定影响,大变形导致结构水平弯曲模态发生失稳进而降低了模型的颤振速度,与几何非线性气动弹性分析结果一致。试验颤振速度、颤振模态均与理论分析结果吻合,验证了该文几何非线性气动弹性分析方法的准确性。     

基于分布式计算的复合材料机翼优化设计

将遗传算法与高精度的通用有限元分析软件相结合, 并将其应用于复合材料机翼满足气动弹性要求的优化设计中。为了提高采用遗传算法的复合材料机翼优化设计的效率, 探讨了将分布式计算与遗传算法进行集成, 形成了基于分布式计算和遗传算法的复合材料机翼优化设计方法, 并应用该方法解决某大展弦比复合材料机翼副翼和舵面操纵反效问题。计算结果表明, 该方法可用于解决工程上复杂结构优化问题。      

基于现代优化方法的气动弹性建模与设计技术

通过六种在工程设计上应用的实例,阐述国内飞机设计单位当前在飞机设计的各个阶段,利用现代优化技术所开展的气动弹性优化工作。内容涵盖机翼、尾翼、全机、常规金属结构、复合材料结构气动弹性优化建模和优化设计方面的问题;涉及飞机初步设计、详细设计和改型设计等多个阶段。应用结果表明:使用作者提出的基于遗传/敏度混合优化方法的现代优化技术,可以很好地解决现代飞机设计各个阶段的气动弹性建模和结构优化问题,达到提高设计效率、提升设计水平的效果。     

大展弦比机翼气动弹性的几何非线性效应

随着飞行器性能和需求的提高,大展弦比机翼逐渐成为新型飞行器的主要结构形式。这类机翼具有高升阻比、大变形、重量轻等特性,几何非线性效应明显。该文采用本征梁结构模型和有限状态入流气动模型,对典型大展弦比机翼的几何非线性效应开展结构的静、动态特性和气动弹性研究。分析结果发现:考虑几何非线性效应后,机翼的变形减小;颤振临界速度降低,并且与攻角相关;机翼的时域响应则表现为衰减振动、单频极限环和多频极限环振荡,不出现振动发散状态;与传统的线性气动弹性现象显著不同。该文的方法能够有效预示大展弦比机翼的气动弹性现象。     

非均衡铺层壁板复合材料机翼气动弹性分析

对上下壁板采用非均衡铺层的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性分析。建立了不同掠角和壁板铺层非均衡程度的气动弹性模型 , 并考虑了壁板铺层非均衡程度的变化。分析了严重载荷情况下 , 机翼变形、 升力特性弹性修正等随壁板铺层非均衡程度的变化 , 并分析了固有振动特性和发散/颤振速度随壁板铺层非均衡程度的变化趋势 , 以期为进行这类结构的设计提供参考。研究结果表明 : 壁板铺层的非均衡程度对于所研究机翼的固有振动频率、 颤振速度影响较小 , 但对发散速度和机翼的静气动弹性性能影响较大。      

一种基于CR理论的大柔性机翼非线性气动弹性求解方法

大展弦比大柔性机翼在气动载荷的作用下,产生较大的弹性变形,其惯性特性、刚度特性、动气动弹性特性等亦发生较大改变,常规的线性气动弹性分析方法不再适用。基于Co-rotational(CR)理论,推导了机翼变形后的切线刚度矩阵和质量矩阵,建立了考虑几何非线性效应的大柔性机翼结构动力学模型;耦合改进的ONERA非线性非定常气动力模型,提出了一种适用于大柔性机翼的非线性气动弹性求解方法。采用Newmark直接数值积分法及松耦合技术在时域内对气动弹性运动方程进行求解,对所提出的非线性气动弹性求解方法的正确性和精度进行了验证,并研究了大柔性机翼的极限环颤振特性。研究表明:适用于大柔性机翼完整的非线性气动弹性建模需要考虑机翼结构大变形和非定常气动力动态失速等非线性因素;弯曲变形可降低临界极限环颤振速度的15%以上,而前移弹性轴能够有效的提高临界极限环颤振速度;所提出的非线性气动弹性求解方法具有较好的精度和效率,满足大柔性机翼非线性气动弹性的求解需求。     

复合材料前掠机翼的气弹剪裁

近年来随着复合材料结构在高速飞行器上的广泛应用,前掠机翼布局型式越来越引起重视。本文将对国外在前掠复合材料机翼的气动弹性方面研究工作,作一简要介绍。主要以气弹剪裁概念,研究根梢比、压心位置、重心位置、展弦比等变化的影响。并对前掠、后掠作以比较。