知识驱动飞机翼面结构快速设计

为提高飞机翼面结构初步设计阶段的质量和效率,对飞机翼面结构的建模过程进行研究.定义了结构布局坐标系及构件位置参数引用规则,提出了基于模板的翼面结构快速建模的方法.选择适合的参数化工具开发了知识驱动的飞机翼面结构的快速设计系统,将设计方法、规则及专家经验等知识进行封装,实现了翼面结构的自动布局并生成布置模型.在此基础上针对模型不同单元的生成逻辑,分别进行了实体模型的建立,通过用户自定义特征(UDF,User-Defined Features)技术进行几何特征体的参数化建模,在布置模型基础上自动实例化.最后通过飞机机翼翼盒结构实例验证了方法的可行性和有效性.

考虑气动加热的翼面结构热模态试验方法研究

受热结构的热模态特性试验研究对高超声速飞行器设计校核和飞行安全具有重要的意义。建立了一套考虑气动加热影响的结构热模态试验系统,依据气动加热数值计算得到的结构温度场计算加热温度跟踪控制系统参数,对飞行过程中的瞬态热环境进行模拟,测量各个加热温区的温度随加热时间的变化,验证了加热温度控制的精确性。将智能PID控制技术与传统相位共振方法相结合,提出了模态频率自动跟踪方法,使传统相位共振方法的应用范围扩展至瞬态热环境下时变结构系统的模态试验领域。设计了一个切尖三角形薄板翼面结构试验件,并采用模态频率自动跟踪方法对该结构进行热模态试验,获得了结构的前四阶模态频率随加热时间的变化,并与结构有限元数值计算结果进行比较,试验与计算结果吻合得很好,验证了模态频率自动跟踪方法对热模态测试问题的有效性和准确性。分别通过对瞬态和稳态热环境下结构模态频率试验和计算结果的分析,探讨气动加热产生的结构瞬态温度场对模态频率影响的机理,解释了模态频率随加热时间变化趋势的内在原因。

模拟高性能飞行器翼面结构形态的非视觉检测

针对高性能飞行器实验模型结构的翼面形态感知与重构技术要求,提出一种基于光纤光栅传感器阵列的翼型结构形态实时检测与可视化重构方法。首先,在分析光纤光栅结构曲率检测技术的基础上,进行基于分布式曲率感知信息的翼面结构形态实时重构算法研究;其次,针对实验模型结构振动响应特性与有限元分析结果,研究分布式光纤光栅传感器阵列优化布置方案;最后,构建飞行器模型结构实验平台与开发可视化软件环境,进行翼面结构静态形变与振动形态实时感知与重构实验分析与验证。结果表明,实验模型翼面结构形态实时感知与重构效果良好,较精确地反映了结构静态形变与振动形态的变化,验证了所提非视觉结构形态检测方法与技术的可行性与有效性。

基于CATIA二次开发的翼面结构参数化设计

为解决翼面结构参数化设计的问题,研究了翼面结构各组成元件的个数、位置、截面尺寸参数化描述的方法。基于这些参数研究如何通过CATIA二次开发方式自动生成翼面结构三维图以及从总体模型获取机翼外形参数。在对翼面结构参数化描述的基础上,应用Visual Studio环境下CATIA二次开发技术,结合VB和C++语言混合编程,实现翼面结构的参数化设计。

智能材料在飞行器翼面结构中的应用探索

介绍了当前国外智能材料在翼面结构中应用的特点与发展趋势,分析说明了可用于翼面结构设计中的智能材料的性能和特点,提出智能材料在翼面结构中的应用模式,探讨了智能材料在翼面结构上实现工程化应用存在的问题。

基于应变响应贡献度的细长体翼面结构振动试验方法

针对典型细长体翼面结构的特点,采用单振动台激振、柔性夹具及多点平均响应控制的方法进行振动疲劳试验:通过对试件进行振动载荷虚拟加载,确定目标模态;设计柔性夹具对其进行柔性支持,使试件在柔性夹具支持下共振频率、振型与目标模态一致;通过虚拟加载的方法,研究试件翼面加速度响应,选取加速度响应较大的两个点和较小的两个点进行四点平均,控制振动台的载荷加载。试验结果表明:通过本文方法设计的柔性夹具在振动试验中使试件复现了目标模态;通过虚拟加载方法在试件翼面确定了四个控制点进行平均控制,精确控制了试验载荷加载。

复合材料中厚蒙皮多墙翼面结构损伤的有限元分析

复合材料中厚蒙皮多墙翼面结构中蒙皮承受全部弯矩,因而蒙皮的损伤机理和破坏载荷对结构的设计有着极为重要的意义与价值。通过自行编制UMAT子程序将三维逐渐损伤技术嵌入ABAQUS有限元软件程序中,随后基于复合材料中厚蒙皮多墙翼面结构静态弯曲试验,建立了结构局部的三维有限元模型,用子程序模拟了复合材料蒙皮损伤演化过程,并预测了初始破坏强度。模拟预测蒙皮损伤产生的位置和长度与试验观察到的蒙皮破坏部位和长度完全一致,预测的初始破坏强度和试验的误差为4.48%,由此证明了该有限元模型的准确性。从而为复杂的中厚蒙皮多墙翼面结构在实际工程中的应用提出了一种更为有效可靠的研究方法。

飞行器翼面结构型式的确定

飞行器翼面结构型式的选择是结构方案设计阶段的重要内容之一。通过相关参数的统计分析和布局优化设计可以确定翼面结构型式。随着计算技术和拓扑优化技术的发展,结构设计的智能化和自动化水平将不断提高,结构型式的确定将更多地依赖布局优化的结果。

面向设计的飞机翼面结构有限元自动建模技术

提出一种新的飞机翼面结构分析和优化的建模技术。引入“构件属性”的概念 ,利用“网状”数据结构来实施管理 ,并将图形用户界面 (GUI)技术与CAD中的基本绘图功能相结合 ,从而形成具有领域特色的新一代快速和在一定条件下的自动建模系统。建模举例表明 :此系统操作简单、使用方便、遵循结构分析与优化建模的专业做法。

复合材料翼面结构综合优化设计技术

概要介绍了复合材料翼面结构在静力、振动、位移、舵面效率、发散速度、颤振、尺寸限制等多种约束条件下的最小重量设计技术。对优化过程中遇到的复合材料的静强度准则、均衡约束、动态上限等问题提出了相应的解决方法。用基于该技术和方法而编制出的综合设计程序系统对一个三角机翼复合材料结构进行了综合优化设计研究,在满足许用应变、尺寸限、均衡、颤振速度等约束条件下,经6次迭代得到了最佳的铺层设计结果。该机翼全尺寸静强度、耐久性/损伤容限及共振试验结果表明:理论计算与试验符合;复合材料构件中的最大应变小于许用应变约束限制;按许用应变设计出的复合材料翼面蒙皮构件可满足耐久性/损伤容限要求;颤振速度比同状态金属机翼提高23％;减重效率为20％。

翼面结构/颤振主动控制律一体化设计

在气动弹性领域内对结构 /控制一体化设计作了初步的探索与研究。针对采用加速度传感器的气动伺服弹性模型 ,建立了在拉普拉斯域中颤振速度对结构设计变量及控制设计变量的解析导数表达式。同时也建立了奇异值对结构设计变量的解析导数表达式。对一矩形机翼以输出反馈的形式进行了结构 /控制一体化设计。目标函数为结构重量最轻 ,满足闭环系统颤振速度和以奇异值为基础的鲁棒稳定性指标约束 。

翼面结构结点载荷转换分配方法的比较分析

在对飞机的翼面结构进行有限元分析时,如何将气动载荷有效地加载到有限元模型上至关重要。研究翼面结构中气动结点载荷向有限元结点载荷转换的三种分配方法:三点排、四点排、多点排,并使用这三种方法对翼面结构有限元模型进行分析计算。结果表明:三种方法均能满足总载荷相同、总压心相同,且满足载荷分配要求;多点排方法不仅能适用于极端条件下的载荷分配且算法实现简单、计算效率高、理论依据强,还能实现载荷加载点位置的自由选取,四点排、三点排依次次之。所得结论可为结构有限元计算的载荷前处理和拓扑优化中的载荷分配提供一定参考和借鉴。

民用飞机复合材料翼面结构设计优化研究

碳纤维复合材料(CFRP)已成为民用飞机结构的主材料。特别是复合材料在机翼、尾翼结构上的应用,对于民用飞机减轻结构重量,改善飞行品质,降低维护成本,延长使用寿命等方面具有显著效果。该文面向飞机复合材料结构的工程研发,研究并总结了复合材料翼面结构设计与优化的任务、方法及流程。通过算例分析验证了方法的有效性及适用性。

三维复杂翼面结构模态分析与试验

运用有限元手段建立三维复杂翼面结构的数值仿真模型,研究翼面结构的动力学固有特性,并通过原装支撑模态试验获得了翼面结构的前三阶模态参数,将理论计算与试验结果进行比对,验证了有限元模型计算的有效性。

双后掠布局无人机翼面结构设计与分析

对双后掠布局无人机进行了结构设计,确定了翼面结构方案,并利用有限元软件MSC.Nastran进行应力变形分析,结果达到设计要求;同时为了节省计算周期,以布局外形参数设置为驱动参数,使用CAD软件Catia为结构建立了参数化模型,并将其作为结构优化的输入文件,通过Patran完成优化设置,用Nastran完成结构质量优化,这些工作为气动结构一体化设计奠定了基础。

翼面结构有限元模型节点气动载荷计算

介绍一种节点载荷转换方法,并用于某飞机各个翼面结构的有限元分析。文中通过其中一个算例,证明该方法所计算的节点载荷,能够满足总载荷和总压心相同,并且符合气动力分布规律。

典型翼面结构热力协调加载技术

针对某型翼面结构热力联合试验,提出了在热环境中采用托板与拉杆组合方式力载荷施加技术,该技术能够减小力载荷对温度场均匀性的影响。同时,采用带滑轮的加热装置,实现了与翼面变形的随动,满足高温环境下翼面大变形时的加载要求,并在试验中成功应用,为以后热试验设计开拓了新思路。

飞机翼面结构抗鸟撞设计研究

首先,文章针对抗鸟撞的研究活动,提出了抗鸟撞设计的计算模型,并分别对鸟体及结构的几何模型及材料参数设置进行了说明,提供了相应的计算公式;接下来,又针对有限元模型的建立,提供了适合研究鸟撞的SPH方法,同时阐述了网格划分及边界条件处理;最后,则在模拟结果的基础上展开了讨论,分析了撞击过程中各个结构所起到的作用。

支持体参数化模型表达的翼面数据结构

为了高效、简洁地存储体参数化模型中的信息,提出支持体参数化模型表达的翼面数据结构.首先,提取体参数化模型的几何信息、拓扑信息和参数化信息,其中,几何信息主要包括体参数化模型的节点矢量、阶数与控制点,拓扑信息主要包括体参数化模型子片之间的曲面共享信息,参数化信息主要包括子片的参数方向.然后,使用类似边界表达模型的翼边数据结构存储所提取的信息,形成支撑体参数化模型的翼面数据结构,基于该数据结构实现体参数化模型的查找、插入、细化与删除等操作.利用所开发的体参数化建模软件构建多个体参数化模型实例,展示翼面数据结构的存储与操作过程,结果表明该数据结构能够高效地实现查找、细化等操作,并且基于该数据结构的模型最大数据压缩量达到47.9%,为复杂体参数化模型的构建及应用提供了良好的支撑.

高超声速飞行器复合材料翼面结构1100℃高温环境下的热模态试验

为了在热模态试验中获得难于测量的超过1 000℃的高温环境下复合材料翼面结构的振动特性参数,将高温瞬态热试验系统与振动试验系统相结合,建立了可对高超声速飞行器耐高温复合材料翼面结构进行1 100℃高温环境下热模态研究的热/振联合试验系统。通过自行研制的耐高温陶瓷导杆引伸装置将复合材料翼面结构上的振动信号传递至非高温区域,使用常温加速度传感器对高温环境下高超声速飞行器翼面结构上的振动信号进行数据识别;并运用时-频联合分析技术对试验数据进行分析处理,实现了在1 100℃热/振复合环境下对复合材料翼面结构的模态频率、模态振型等关键振动特性参数的试验测试。研究结果为高超声速飞行器复合材料翼面结构在高温环境下的动特性分析及安全可靠性设计提供了重要依据。