基于全局敏度方程方法的飞机方案优化设计

针对飞机方案分析模块之间存在耦合关系，从而使方案分析需要迭代求解这一特点，采用全局敏度方程方法计算参数之间的敏度，以克服差分方法所带来的高费用和不精确问题。该方法本身具有递归和并行特点，使得其与数值优化方法结合起来特别适合于像飞机这类复杂的内部耦合系统的优化。给出了该方法与约束变尺度法结合，用于某假想的喷气教练机方案优化的简单算例以及用于某４座公务机方案优化的实例。

飞机气动力与隐身一体化外形参数模糊优化

第４代战斗机既要求超音速巡航能力和突出的隐身能力，又要求在高亚音速有较高的机动性即格斗能力，必须综合考虑亚、超音速气动力及隐身对飞机外形参数的要求。１优化方案作为初步研究，选择设计向量为：Ｘ＝｛ｘ１ｘ２ｘ３ｘ４ｘ５ｘ６｝，其中：ｘ１为机翼翼根弦长；ｘ...

复合材料层合板固化压实过程有限元数值模拟及影响因素分析

根据有效应力准则和达西定律建立了描述复合材料固化压实过程层合板压缩和树脂流动的二维有限元方程,节点自由度为位移和树脂压力,采用向后差分方法直接耦合积分求解以提高收敛速度。数值计算结果表明:随着层合板厚度的增加,厚度压缩率减小,固化压实所需时间增加,树脂在厚度方向的不均匀性逐渐增加。对于厚度较大的层合板,采用提高固化压力和双面吸胶两种工艺对比情况说明,后者可以显著提高压实程度并得到相对均匀的树脂含量分布。

固化度与固化收缩对非对称复合材料层合板固化变形的影响

采用三维有限元方法研究复合材料非对称层合板在热载荷和固化收缩载荷下的固化变形情况,建立了材料力学特性、固化体积收缩量和温度与固化度之间的函数关系,考察了层合板变形曲率与温度和固化度之间的关系。数值计算结果表明:非对称层合板变形曲率与固化终止时固化度有密切关系;固化变形主要发生在降温阶段;固化收缩对层合板变形曲率影响很小,主要发生在第二个保温平台的前半段。

热固性复合材料固化过程中温度场的三维有限元分析

根据热传导和固化动力学理论,采用三维有限元方法,对正交各向异性复合材料层合板固化过程的温度和固化度历程及其变化规律进行数值模拟研究。在有限元分析中节点自由度为温度和固化度,考虑了两者之间的耦合作用。计算结果表明:厚度越大,温度峰值越高,中心点开始固化越晚;不同纤维体积含量层合板在固化初期是同步的;中心点温度超过保温平台(85℃)后,随着环境温度继续升高,纤维体积含量越低,中心点温度峰值越大,出现时间越早。

结构非概率集合可靠性模型

针对概率可靠性模型和模糊可靠性模型关于原始数据要求高的局限性,将影响结构可靠性的不确定性信息用区间集合来描述,提出了一种新的结构可靠性分析的非概率集合模型.以建立的结构应力-强度非概率集合干涉模型为基础,用结构安全域的体积与基本区间变量域的总体积之比作为结构非概率集合可靠性的度量。相对于前人的研究结果具有更加明确的意义,并证明了它与概率可靠性度量的相容性.

机织复合材料力学性能的细观分析与实验研究

建立了预测机织复合材料弹性性能和强度的方法并进行了相应的实验研究 ,系统地研究了织物几何和结构参数对机织复合材料性能的影响 ,提出了优化机织复合材料弹性性能细观结构参数的选择 ,完成了具有友好界面的机织复合材料弹性性能分析软件 ,实验研究了冲击后的拉伸与压缩性能及疲劳剩余强度和寿命 ,建立了基于有限元分析和失效准则预测冲击能门槛值的方法 ,给出了预估疲劳寿命的公式 ,且实验验证了分析方法的正确性。

等离子体激励低速分离流动控制实验研究

通过风洞流动显示实验,研究了等离子体激励低速条件下对平板表面分离剪切层的控制特性。结果表明等离子体激励在失速迎角附近可以有效抑制平板上的流动分离,实现流动的完全再附。在大迎角下可以显著减小平板完全分离后分离区的宽度。对比五种不同电极的实验,发现对于给定的输入电压及频率,负极宽度越宽,电极内侧正向间距越宽,其流动控制效果越好。最后通过改变发烟钢丝的位置和来流状况,证明了等离子体对周围流场的吸附和加速作用,对等离子体激励控制流动分离的机理进行了分析。

复合材料层合板机械连接结构累积损伤模型和挤压性能试验研究

建立了三维累积损伤有限元模型,采用扩展拉格朗日乘子法对螺栓表面和复合材料层合板孔壁间的接触行为进行了模拟。对复合材料层合板中纤维断裂、基体开裂和纤维-基体剪切3类基本损伤类型的产生、扩展以及它们之间的关联性进行了研究。计算得到了复合材料层合板单钉连接结构的载荷-位移曲线,预测了它们的初始挤压破坏载荷。同时,进行了T300帘子布/QY8911双马来酰亚胺树脂层合板单钉单搭螺栓挤压强度试验,验证了不同铺层类型和结构尺寸对复合材料层合板机械连接挤压性能的影响。试验结果和计算结果吻合较好,证明了该模型和算法的有效性。

分层缺陷对复合材料结构疲劳寿命影响研究

介绍一种新研制的含缺陷复合材料压缩试验装置 ,并采用压缩疲劳试验方法研究中央分层和边缘分层缺陷对飞机复合材料结构疲劳寿命的影响。研究结果表明 ,试件疲劳破坏的起始位置与预制缺陷位置一致。含分层缺陷复合材料结构的疲劳寿命不仅与缺陷尺寸 ,而且与缺陷位置有关。

低雷诺数下二维翼型绕流的流场特性分析

采用高精度有限差分格式,对低雷诺数下二维翼型绕流进行了直接数值模拟,计算了雷诺数为1.0×104,NACA0012翼型0°,4°以及10°攻角下的流场。计算结果表明:在0°和4°攻角条件下,翼型绕流尾迹区的统计特性相似,0°攻角下的统计量值具有很好的对称性;在距翼型尾缘0.3弦长以后的尾迹区,旋涡排列成类似涡街的结构,涡量的极值、压力的极小值都位于旋涡中心,沿着流向,涡量极值的绝对值逐渐减小,压力的极小值逐渐增大。10°攻角下,翼型上表面从前缘开始分离,尾迹区统计分析结果所得图象与0°和4°完全不同,数值上较后者结果大;在翼型尾缘处,涡量的卷吸,高压力区域的形成,是旋涡脱落的条件,正向和反向旋涡的交替脱落,形成了类似涡街的结构。

小尺寸试件层合板低速冲击后的剩余压缩强度

使用一种小尺寸试件试验方法来测量复合材料层合板低速冲击后的剩余压缩强度(CAI),以便减少试验费用,降低材料研制成本和周期。在试验研究的基础上,建立了复合材料低速冲击后剩余压缩强度估算的一种软化夹杂模型。该模型将冲击损伤等效成圆形低刚度的夹杂,用8节点等参元分析层合板的应力应变状态,以点应力准则为压缩破坏判据。理论分析结果与试验对比显示,该模型简单有效。

复合材料层合板多钉连接结构累积损伤过程可视化仿真模拟

建立了分析复合材料层合板多钉连接结构的三维有限元模型,考虑了接触状态非线性和累积损伤过程非线性的影响,运用ANSYS中的APDL编制程序实现了对复合材料层合板机械连接结构整个承载过程的可视化仿真模拟,同时进行了T300/QY9512复合材料层合板多钉单剪拉伸试验。结果表明,在一定几何尺寸下,复合材料层合板多钉连接结构钉载分配的不均匀性在整个承载过程中并无明显改善。根据本文中提出的累积损伤模型对各孔位变形进行了计算,计算结果与试验结果吻合较好。从累积损伤过程的仿真结果可以明显看出,不同几何尺寸的多钉连接结构中各钉孔附近损伤的起始和发展过程具有明显的区别。优化设计结果表明,不同钉孔处层合板厚度的改变对各钉钉载分配无明显影响,但孔边法向和切向应力大小和分布均受到严重影响,对整个多钉连接结构的损伤程度产生很大变化。

大展弦比复合材料机翼结构设计研究

针对大展弦比机翼结构的特点,选定蜂窝夹层、多墙式和一种新型混合式结构进行分析比较。进行了缝纫层合板和无缝纫层合板的冲击后压缩强度试验以及3种形式的复合材料蜂窝夹层板冲击后压缩稳定性试验。实验结果表明,缝纫可提高复合材料层合板冲击后压缩强度和屈曲临界载荷。对3种形式机翼结构进行有限元分析,计算结果表明,新型混合式结构具有明显的减重效果,并可实现一定比例的弯曲和扭转刚度设计。

基于ANSYS的复合材料层合板单钉连接件参数化结构仿真

应用ANSYS参数化设计语言(APDL)开发复合材料层合板机械连接结构的ANSYS分析模块,实现有限元分析前处理过程的参数化建模和后处理过程的累积损伤可视化仿真。建立三维累积损伤有限元模型,采用ANSYS中柔体对柔体的面—面接触单元对螺栓表面和复合材料层合板孔壁间的接触行为进行模拟。进行的T300帘子布/QY8911双马来酰亚胺树脂层合板单钉单搭螺栓挤压强度试验验证此分析模块的有效性,对不同几何参数、不同铺层类型的复合材料层合板机械连接结构的承载性能进行可视化仿真模拟。

非线性二元机翼气动弹性近似解析研究

建立了不可压流动中多项式迟滞非线性二元机翼的气动弹性运动方程,然后利用谐波平衡法进行了求解。与数值积分结果比较分析表明,在系统发生二次分叉以前,谐波平衡法可以准确地预测极限环振荡的频率和振幅,通过频谱分析与时间响应历程讨论了谐波平衡法产生误差的原因。另外还研究了弹性轴位置对颤振特性的影响,随着弹性轴不断靠近翼弦中点,俯仰振幅不断增大,而沉浮振幅则存在一个极小值点。

余度设计中的系统可靠性最优分配模型

将任务可靠度、基本可靠度均作为系统可靠性优化设计的边界约束,并将系统研制费用视为目标函数,建立了一新的系统可靠性最优分配模型,利用该模型设计出的系统在研制费用最少的情况下,任务可靠度与基本可靠度均达到设计要求。此外,还分别建立了串—并联和并—串联两种余度设计系统的最少研制费用模型。最后通过多个实例验证了上述模型,发现系统可靠性最优分配模型考虑了更多的因素,更有实用价值。

复合材料可靠性设计的小子样系数法

对试验数据进行统计分析后 ,找到了 T30 0 / QY8911,T30 0 / HD0 3和 T30 0 / QY8911- 等几种常用复合材料强度性能的最大标准差 ,并发现 :0°铺层或 90°铺层的复合材料单层板强度性能分散性 (变异系数或方差 )要比多向铺层板大 ,这一性质对大多数复合材料都成立。通过对 T30 0 / QY8911,T30 0 / HD0 3和 T30 0 / QY8911- 等复合材料强度性能的分布检验 ,发现 :复合材料强度性能遵循对数正态分布。提出复合材料强度性能可靠性设计的高精度小子样系数方法 ,与传统方法等进行了对比计算 ,发现 :本文方法计算结果稳定 ,计算精度高 ,可以获得比其他方法更大的数值结果 ,使复合材料得到更加充分的利用 。

复合材料层合板雷击损伤数值模拟研究

复合材料导电性差,雷击损伤严重危及到复合材料飞机结构安全。研究建立了复合材料层合板雷击损伤数值模拟的三维有限元模型。首先给出雷击电流作用下复合材料层合板的热-电耦合控制方程,然后建立基于层合板温度分布的单元失效和材料热电性能衰减准则,通过ABAQUS有限元软件的热电耦合分析模块中添加用户子程序USDFLD实现复合材料层合板雷击损伤数值模拟。预测结果与试验结果对比表明,该模型可准确预测复合材料层合板雷击损伤的损伤形状、面积和深度。

缝合复合材料可用性——一般层合板的基本性能

通过试验研究了缝合T300帘子布/QY9512常用层合板的拉伸和压缩性能,考察了缝合方向、铺层顺序和环境因素对层合板拉、压性能的影响,得到了3种常用层合板及其孔板的拉伸、压缩强度与模量。研究结构表明:缝合与缝合方向对常用层合板的拉伸强度与模量的影响不大;不同铺层顺序层合板的拉伸强度和模量受缝合与缝合方向的影响程度不同。缝合方向与铺层形式对孔板的缝合效果均有影响,层合板的最佳缝合方向随铺层形式不同而发生变化。缝合对层合板湿热状态下压缩性能的影响与铺层顺序有很大关系。缝合使含孔层合板的干态常温压缩强度明显提高,使湿热时的强度明显降低。