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飞机翼面结构形状的控制设计是提高飞机性能的关键技术。本文以压电纤维复合薄膜(Microfiber Composite,MFC)为驱动器,研究了协同优化设计MFC驱动器结构参数与控制电压以使飞机翼面结构具有理想形状的方法。以MFC的电极宽度、电极指间距、MFC厚度、压电陶瓷体积分数等驱动器结构参数以及控制电压为设计变量,以控制偏差最小为优化目标,以驱动器的击穿电压为约束,建立了驱动器结构参数与控制电压协同优化设计的模型;通过分析MFC驱动器结构参数对驱动性能的影响,给出了最优的驱动器结构参数;针对类似机翼翼面形状的平板扭转型面,给出了驱动器结构参数与控制电压协同的最优控制设计。设计结果表明:对于扭转变形,多个不同控制电压控制的型面均方差是相同控制电压控制均方差的45%,分析结果验证了本文所建立的协同优化设计方法的有效性。 相似文献
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能够根据工作环境改变翼面形状的自适应变形能力是未来航空、航天飞行器结构设计追求的重要目标。研究驱动器布局方式以及控制参数的设计技术是实现该目标的关键。以压电纤维复合薄膜(Macro fiber composites,MFC)作为驱动器,研究在一定数量的MFC驱动器条件下,通过驱动器布局与控制参数的协同设计,以实现类翼面平板结构具有理想形状的最优控制设计方法。以驱动器的铺设位置、铺设角度、层数、对称性以及控制电压为设计变量,以驱动器的击穿电压、铺设位置限制等为约束,建立多参数下的协同优化设计模型。数值算例以类机翼平板的弯曲、扭转、弯扭型面作为理想型面,以实际型面与理想型面在81个参考点位置的均方差为评价指标,设计获得弯曲、扭转和弯扭组合型面的均方差分别为9.977×10–5、4.394×10–4和5.308×10–4,实现了较高的变形控制精度。研究了驱动器数量对变形精度的影响,制作了具有6个驱动器的类翼面平板结构测试平台,仿真与试验结果高度吻合,从而验证了所提出的驱动器布局与控制电压协同优化设计模型的有效性和可行性。 相似文献
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介绍了面向关联设计的飞机翼面结构多层级骨架模型,实现了设计意图自顶向下的传递;为进行骨架模型与下游零件间的关联的控制和管理,采用了新的元素发布方式,并开发了元素发布管理工具,提高了设计的效率和质量;结合自顶向下的建模思想和关联设计自动更新的特点,提出了基于骨架模型的飞机翼面结构自顶向下关联设计方法,通过选择飞机翼面结构骨架模型的设计基准和上下翼面约束曲面,输出的结构件以绝对坐标系装配在父部件下,无需进行再次装配,并基于骨架模型与结构件间的关联,实现对飞机翼面结构件的实时自动更新和快速重建。最后,以机翼盒段翼肋为例验证了方法的可行性和有效性。 相似文献
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《计算机集成制造系统》2015,(6)
为准确计算贴模度,考虑回弹变形对模型对齐的影响,提出一种基于约束层次化策略的贴模度计算方法。利用数字化模型统计分析回弹量,得到回弹阈值,剔除回弹变形点。通过约束优化实现了钣金件和模具模型的对齐,并基于该对齐结果进行了贴模度计算和回弹分析。贴模度不满足要求时,施加一定的载荷仿真装配应力,计算钣金件局部发生弹性变形后的贴模度。通过对U型仿真模型和飞机翼肋钣金件实测模型的实验,验证了所提贴模度计算方法的有效性和实用性。 相似文献
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《计算机集成制造系统》2015,(6)
为减少冲压回弹导致的模具型面补偿的次数,在一步法模面几何修正的基础上,提出了反求因子补偿法:通过逆向工程技术获得试模冲压件的数字模型,将该模型当作假想的理论模型进行成形、回弹模拟,计算出仿真回弹量;由试模模面和试模件取差值获得真实补偿量,进而计算出补偿因子。假定在冲压件小变形、仿真参数、冲压工艺不变的情况下补偿因子基本保持不变,对实际设计零件做回弹仿真,再引入该补偿因子,计算出模具补偿型面。实验结果表明,该方法通过一次模面补偿,可有效控制回弹,提高补偿效率。 相似文献
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提出了一种针对高超声速翼面热静气动弹性的流固热交错迭代数值耦合方法,其充分考虑了气动环境(气动力和气动热)与结构变形之间的耦合、气动热与结构温度场之间的耦合以及温度场对结构刚度的影响。气动环境采用计算流体力学方法求解,结构传热和变形采用有限元法求解,在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行壁面热流、壁面温度、气动力以及翼面变形的数据传递,并应用该耦合方法进行了高超声速翼面热静气动弹性分析。结果表明,热环境造成翼面结构刚度降低,导致热环境下翼面变形明显大于常温(300 K)时的分析结果,且马赫数越大,两者之差越大。 相似文献
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对于含有大平面结构的高强钢冲压件,回弹是影响其成形精度的一个复杂而难以解决的问题。以含大平面结构同时采用DP800高强钢的新龙马汽车某车型的前防撞梁内板为典型实例,针对在进行模具开发时回弹大的问题,采用Auto Form进行有限元分析,得到了零件回弹特性,分析结果与实际回弹情况基本一致。分析了零件改变局部结构及进行模具型面补偿后的回弹情况,并通过实际生产试验进行了测试,结果表明回弹情况得到了明显的改善,已经满足了所需的零件精度要求。 相似文献
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研究了热应力对飞行器机翼结构固有频率的影响。用ANSYS建立机翼结构有限元模型,计算了均匀温度场、非均匀温度场和非均匀可变温度场条件下的结构热应力分布和振动模态。根据固有振动的结构变形,分析了热应力对固有频率的影响效应。研究结果表明,热环境下机翼结构因材料属性的退化导致固有频率下降,但对于振型节线处于翼面内部的振动模态,附加热应力刚度矩阵在结构总刚度矩阵变化中起主导作用,使该阶固有频率增大。 相似文献
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主要从分析角度介绍某轻型运动飞机的机翼结构布局、设计细节及要点。作者重点分析了机翼的双梁式结构设计特点,并对该飞机翼身连接结构的受力和传力进行了较详细的分析论述。经过分析研究,总结了该飞机机翼结构设计的优缺点,深入了解了该种翼型的结构特点及设计方法,为我们今后通用飞机的自主研发提供了很好的思路和积累了宝贵的经验。 相似文献
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有限元法在机翼整体壁板成形中的应用 总被引:5,自引:1,他引:5
喷丸是现代飞机机翼整体壁板成形的首选方法,但喷丸成形参数的选择在很大程度上依赖于实验数据和操作经验,耗时费资。有限元方法的应用可部分解决这一难题。分析了喷丸成形的变形特点,介绍了Homer的有限元设计方法、Levers的比拟法及笔者使用的变形等效模拟法,并对3种方法各自的特点进行了比较。 相似文献
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针对传统变形感知方法在复杂翼型结构中常见的病态、奇异等问题,提出了一种基于多翼型特征的非奇异变形重构模型。依据Timoshenko梁变形理论,采用依存插值技术离散单元位移场,建立理论截面应变与测量应变的最小二乘变分函数,推导单元节点变形与测量应变的积分重构模型。该模型的位置无关性有效消除评估截面选取不当引起的奇异,增强重构模型在复杂翼型结构中的适用性。同时,针对应变传感器服役期间常见的环境扰动,以重构精度与鲁棒性为评估指标,建立自适应多目标粒子群优化模型。实验结果表明,提出的重构模型整体测量精度较高,在机翼变形量小于20 mm范围内最大绝对误差为0.26 mm,最大相对均方根误差为0.42%;当变形量增大时,绝对误差随之增大,但相对均方根误差不超过3.5%。因此基于多翼型特征的非奇异变形重构模型能够满足机翼实时重构需求,有效扩展变形感知方法在复杂结构中的应用价值。 相似文献
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Fei Qingguo College of Civil Engineering Southeast University Nanjing China Zhang Lingmi Guo Qintao College of Aerospace Engineering Nanjing University of Aeronautics Astronautics Nanjing China 《机械工程学报(英文版)》2005,18(2):294-296
Finite element model updating method based on global information is proposed. Prior investigation upon design space of structural parameters is performed before updating using statistic analysis, including parameter screening using variance analysis and response surface fitting using regression analysis. The parameter screening method selects the design parameters considering the result of hypothesis testing, which is a kind of global information. Meanwhile, the traditional updating method considers local sensitivity which only gives the information at sole point in the design space. Response surface fitting constructs a close-form multinomial which describes the relationship between concerned structural feature and selected updating parameters. It is an approximation to finite element models(FEM) and used as a substitution in the updating iterations. The presented updating method can be applied without the restriction of linear assumption. In addition, there is no data exchange between the updating prog 相似文献
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针对飞行器机翼结构应变场重构问题,提出了一种基于分布式光纤传感器与模态叠加原理相结合的大展弦比机翼缩比模型应变场监测与重构方法。借助ANSYS有限元分析软件,数值模拟得到大展弦比机翼缩比模型在不同载荷下应变分布与应变模态振型。在此基础上,通过在大展弦比铝合金机翼缩比模型展向设置光纤Bragg光栅传感器,实时采集应变分布与变化信息,结合数值仿真得到机翼模型应变模态振型,重构机翼缩比模型应变场分布,应变反演平均误差约为7%。研究结果表明,本研究方法具有非视觉测量、实时性好以及反演精度较高等优点,能够为及时准确获取飞行器翼面应变场分布信息,进而实现机翼气动载荷计算与疲劳寿命预测提供技术支撑。 相似文献