基于杆索基结构的三维柔性变形机翼结构拓扑优化设计

为了模仿鸟类的飞行,利用杆索柔性机构的杆变形特性和柔性索为驱动,采用结构优化方法设计三维展向变形机翼,使其在各种飞行状态下都能保持最优气动性能。本文参考美国国家宇航局(NASA)的超椭圆形变弯度机翼(HECS)模型,进行了柔性机翼的建模,应用空间刚架元和索单元划分网格,采用遗传算法进行其结构优化。在优化过程中考虑了结构的刚性要求,引入了刚度约束条件,并通过实例进行了方法验证分析。优化结果表明:杆索空间结构的变形机翼既能满足展向最大变形要求,又能满足机翼承受外载荷所需的结构刚性要求。此外,通过Matlab和Ansys的结合使本优化求解程序更通用化。     

基于多点驱动式柔性机构的变形翼后缘拓扑优化

机翼翼型由特定飞行条件设计获得,其在各工况下的气动效率皆优问题亟待解决。研究变形翼柔性后缘机构,使其在连续光滑变形前提下,最大程度满足气动最优所需变形范围。采用变密度法拓扑优化方法,以某翼型实际位移与目标位移之间的最小平方差为优化目标函数,通过遗传算法优化确定柔性后缘多点驱动载荷作用位置,建立柔性后缘综合优化模型并采用移动渐近法求解。最后应用Ansys软件仿真对优化设计结果进行检验,表明该变形翼柔性后缘能够实现要求的连续变形,验证了优化设计方法的有效性。     

无人机机翼装配型架设计

为缩短装配周期、降低制造成本,文中以某型无人机机翼装配为研究对象,根据机翼装配特点,考虑装配车间地基情况,设计了机翼装配平台,并采用内定位设计、柔性装配设计方法,完成了机翼装配型架设计;利用Hyper Works软件对设计的型架在满负荷工况下的变形和应力分布进行了仿真;最后根据设计结果,制造加工出装配型架,并对机翼进行了装配。结果表明:型架在仿真中的最大变形量为0.023 mm,最大应力为1.97 MPa,满足机翼装配使用要求。设计的装配型架结构简单,成本低,精度高。     

考虑几何非线性的变弯度机翼鱼骨结构分析研究

针对变弯度机翼柔性后缘结构的大变形问题,从几何非线性角度,开展变弯度机翼主要变形结构鱼骨形柔性肋的大变形分析研究。建立基于几何非线性的链式梁约束模型的鱼骨结构大变形理论模型并计算变形,与有限元仿真及试验结果对比参考。结果误差证明链式梁比线性理论方法精度更高的反映结构的变形情况。运用链式梁约束模型对鱼骨结构的非线性特性对结构产生的影响进行了分析,大变形时,位移对载荷的变化响应较大,结构稳定性与可控性较弱,所以结构设计功能变形应少占用非线性大变形区域。基于结构非线性特性的影响、轻量化及驱动载荷范围,对柔性鱼骨结构的中心板厚度的尺寸设计提出更为合理的设计方法。     

多工况下某太阳能无人机翼肋拓扑优化

翼肋作为太阳能无人机主要承力结构,具有结构轻薄、分布密集的特点。因此,在满足结构强度的同时,尽可能降低翼肋质量,对提高无人机性能具有重要意义。文中基于ABAQUS软件,对某型号无人机机翼的不同工况分别进行气动分析,根据气动载荷分别对无人机翼肋进行拓扑优化,然后基于拓扑结果设计一种可以同时满足不同工况下受力的翼肋结构。最后对设计的翼肋结构进行有限元分析,并与传统翼肋结构比较。结果表明,与传统翼肋结构相比,新结构在满足结构强度的同时质量大幅减轻,为太阳能无人机翼肋结构设计者提供一定的参考。     

自适应机翼柔性翼肋的受控运动学规律研究

柔性自适应机翼技术采用了一种全新的材料/结构/功能一体化的设计思想,它是将传感单元、驱动单元、控制单元与机翼结构有机地结合,赋予机翼形状自适应等功能,从而改善飞机的飞行性能。本文根据DLR可变后缘自适应机翼概念,设计制造了这种自适应机翼的基本构件——柔性翼肋,分析了模型设计的关键参数,推导出了单输入驱动下柔性翼肋变形的运动学规律,并通过软件仿真和模型实验验证了柔性翼肋受控运动规律的正确性。     

非牛顿流体材料在柔性变形机翼上的应用初探

传统飞机的机翼是针对某些特定飞行情况设计的,并不能使飞机在任何情况下均具有良好的气动性能。当前使用的刚性变形机翼能从一定程度上增强飞机对飞行环境的适应性,但是由于机翼部件之间的间隙等问题,这种变形并不能将飞机性能提升到最大。柔性变形机翼可以有效改善这一问题,但是当前其研究还停留在机翼蒙皮结构设计,并没有从蒙皮材料性质这一源头入手实现柔性机翼变形。本文提出利用非牛顿流体制作柔性机翼蒙皮的理念,设计了相关的机翼结构,指出了非牛顿流体机翼蒙皮的优点与不足。     

基于应变法飞行实测载荷的机翼压心计算方法

机翼压心是机翼气动特性评估的重要参数,为采用应变法飞行载荷测量结果计算机翼压心坐标,由载荷地面校准试验原理对飞行载荷测量结果进行分析,在此基础上采用达朗贝尔原理分析了机翼结构在飞行过程中的受力情况,在低速小迎角条件下将机翼结构所受气动力与支反力、重力及惯性力的影响相分离,从而在所得到气动力及其所产生的弯矩和扭矩基础上对机翼压心进行计算。采用该方法对急剧对称拉起机动压心变化情况进行计算,结果与理论分析相符,表明该方法合理可行。     

涡桨类无人机飞行试验参数计算分析研究

针对一种涡桨类无人机飞行试验,计算分析无人机飞行试验相关气动参数。结合无人机飞行试验参数,建立无人机发动机推力计算方法,进行无人机推力特性计算分析、升力系数计算分析、阻力系数计算分析、升阻比计算分析等,并与风洞试验值进行对比分析。研究内容和方法可为无人机改进设计提供依据,并可为其他无人机飞行试验气动特性参数分析提供理论指导和工程借鉴。     

基于变形机理分析的机翼前缘柔性蒙皮优化设计

光滑连续变弯度机翼前缘具有降低噪声和提升气动效率的优势。柔性蒙皮作为变弯度机翼前缘的关键组成部分,对变形的实现和气动效率的提升具有决定性作用。但由于变形机理复杂、影响变形质量的因素众多,柔性蒙皮的结构设计目前仍然存在难以同时实现巡航、下垂状态的高精度外形的问题,从而对机翼的气动效率产生不利影响。为此,本文开展柔性蒙皮结构的优化设计,通过对变形机理的详细分析,减少优化变量的数量、缩小优化变量的约束范围,进而降低优化数学模型的复杂度。针对同一个柔性蒙皮模型,使用现有方法和本文方法开展结构设计,研究结果表明,本文方法可使下垂状态和巡航状态的最大位移偏差分别降低43%和55%,进而有效提升机翼的气动效率。     

半开式离心压缩机叶轮叶片单向流固耦合分析

采用非结构化网格有限体积法和有限元方法,进行了不同工况半开式离心叶轮叶片单向气动与强度流固耦合分析。根据计算结果,分析了设计工况下叶片分别在气动载荷、离心惯性力载荷和耦合前两种载荷下的变形、应力分布。并对比分析了不同工况下气动载荷和耦合气动载荷和离心惯性力载荷情况下叶片的最大总变形和最大应力。得出了3种载荷情况下半开式离心叶轮叶片变形和应力的分布特征,探讨了工况变化对叶片的最大总变形和最大应力的影响。     

不同翼型太阳能无人机的气动特性分析

介绍了研究太阳能无人机气动特性时的控制方程与湍流模型。为设计出具有较高气动性能的太阳能无人机,应用计算机软件对具有较高升阻比的翼型进行气动特性分析,进而选取合适的翼型。与此同时,在相同机翼面积和机翼展长的情况下,对新型串列翼布局和常规单翼布局太阳能无人机进行气动特性分析,确认新型串列翼布局具有更高的气动性能。     

复合翼无人机机翼结构优化设计

针对轻小型复合翼无人机重量轻、刚度大的结构性能需求特点,对1种复合翼无人机机翼进行了结构布局优化设计。首先,根据设计指标与功能要求,对机翼内部承力结构进行了初始布局设计,并对4种梁、肋布置方案进行了静力学分析,通过对比选取最优结果。然后,考虑到翼梁位置参数对机翼刚度的影响较大,对机翼进行参数化建模,并采用基于Kriging模型的响应曲面法对其进行优化。最后,对样机进行了静力测试试验,验证仿真优化结果。优化后机翼的强度满足约束条件,翼梢变形下降了49.9%。结果表明,机翼的传力路线更合理,结构的效率更高。     

某无人机柔性机翼后缘变形机构的拓扑优化

以某型号的机翼后缘为研究背景,通过采用拓扑优化的方法,设计一种柔性后缘机构来达到减轻质量和实现其自适应变形的目的.以实际位移与目标位移之间的偏差为目标函数,表面所受到的分布载荷为约束,通过SIMP(密度刚度插值)法来建立拓扑机构优化模型,用OC(优化准则)法来求解模型.采用Matlab进行优化计算,然后用Pro/E把优化的结果转化成三维实体模型,并导入到ANSYS中进行验证分析,得到了可实现0～10.8°变形的柔性后缘机构,能够满足无人机从初始状态变化到气动效率最高状态的要求.     

筋肋增强薄壁圆筒有限元分析

镁合金薄壁结构在飞行器和航海器工程领域应用范围逐步扩展。针对一种筋肋增强镁合金薄壁圆筒结构试件,采用Solid Works Simulation有限元分析软件,数值模拟圆筒结构应力和变形分布及结构固有模态特性。结果表明在1~1.75 MPa外压载荷下,圆筒壳板最大等效应力和变形都发生在外止口临域单元框壳板中心部位,其值随外压载荷的变化与筒体试验有关结果符合较好,筋和肋对增强薄壁结构壳体刚性起主要作用。圆筒前十阶固有频率从683 Hz依次增加至1147 Hz。Simulation软件能够用于筒体结构的后续改进设计和深化研究使用。     

某手掷式无人机机翼结构拓扑优化设计研究

为解决某型手掷式无人机机翼结构重量占比高的问题,采用一种多变量结构拓扑优化设计方法。以结构重量最小为优化目标,以Fluent软件计算的气动力为载荷输入,以Nastran软件计算的结构最大形变、最大应力和屈曲特征值为约束,以机翼结构尺寸为优化变量进行减重优化设计。结构性能仿真结果表明,优化后机翼结构减重21.7%且满足结构安全性能约束要求。可提升该无人机续航时间38%,增加有效载荷278 g。优化后机翼结构尺寸的变化规律也为同类型飞机机翼结构设计提供了参考。     

智能柔性变形机翼技术的应用与发展

军事侦察打击、远程运输和医疗救援对飞机的性能要求不断提高,传统机翼在提升飞行效率和任务适应性等方面存在瓶颈,制约着飞机性能提升。智能柔性变形机翼将柔性材料、变形结构和分布控制与传感等技术结合起来,实时感知载荷和姿态并自适应变形,在不同环境和任务下都获得优异性能,对克服传统机翼不足、提升飞机性能具有重要作用。目前,国内外学者已开展相关研究,虽然取得一定进展,但是存在若干问题限制了技术的应用发展,亟待探讨解决方法。介绍智能柔性变形机翼的研究现状,分析关键问题,指出在柔性蒙皮、变形机构、分布控制、智能感知和系统集成与协同等方面的研究重点和方法,并对未来发展提出建议。     

基于仿海鸥翅翼构型的机翼气动性能分析

为了提高无人机机翼的气动性能,参照海鸥翅翼最优截面翼型,采用仿海鸥翅翼构型设计出分别具有前凸、上弯、完全构型的海鸥构型仿生机翼。在低空无人机飞行环境中进行数值计算,结果表明,构型仿生机翼气动性能优于对照机翼。对设计出的完全构型仿生机翼进行风洞试验,试验表明:机翼气动参数的试验结果与数值仿真结果误差低于10%,随着来流速度的增加,数值仿真与风洞试验结果变化趋势一致。     

变体飞机的气动载荷模拟及动力学分析

采用涡格法对折叠机翼在不同折叠姿态角下的气动载荷进行了计算,分析了气动力的施加方式,并将其作为折叠机翼的动力学仿真时连续变化载荷的输入,建立基于ADAMS的折叠机翼动力学分析模型,对不同驱动方式下,变形机构的扰动以及承栽情况进行了分析.结果表明,分布气动载荷施加方式更为合理.在气动载荷作用下,采用恒定角速度驱动方式可以降低变形机构的受力状况,提高变形机构的运动平稳性.     

负泊松比柔性蜂窝结构在变体机翼中的应用

提出一种负泊松比柔性蜂窝结构,建立了柔性蜂窝蒙皮结构的力学分析模型,研究了柔性蜂窝结构参数对面内变形能力和面外承载能力的影响,并对结果进行了有限元仿真分析与试验验证。试验结果表明,负泊松比蜂窝结构具有较大的面内变形能力,其结构变形具有特殊的拉涨特性,采用负泊松比柔性蜂窝结构的变体机翼具有改善无人机起降性能的潜力。