基于iSIGHT卷弧尾翼结构优化设计研究

为使火箭弹卷弧尾翼在特定气动载荷下的结构质量最小,对其进行结构优化设计.在优化中以结构质量最小为目标,以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等几何参数为设计变量,强度和变形量为约束,通过集成iSIGHT和MSC.PATRAN/NASTRAN对卷弧尾翼结构进行优化设计,取得了较好的结果,减重效果明显.随后对优化结果进行分析,得到了对优化目标和约束影响较大的设计变量分别是:卷弧的圆心角和翼片厚度.     

火箭弹折叠尾翼的质量优化设计

火箭弹作为一种飞行武器,弹体应具有良好的气动性能.弹翼作为火箭弹结构的重要部分,可以产生飞行升力和对弹体的操纵力,并能加强弹体飞行的稳定性.火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关,此以火箭弹尾翼的质量为优化目标,进行尾翼的轻量化设计.根据火箭弹飞行的空气动力学要求,在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量,以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量.通过理论分析和数值计算,给出了设计变量的设计可行域,得到了尾翼质量的优化设计结果,其优化后质量比优化前减少41%.     

基于iSIGHT的鱼雷摆盘发动机活塞多学科设计优化

为进一步对鱼雷摆盘发动机活塞进行优化设计,综合考虑其温度、结构及强度,基于多学科可行性法（MDF）建立了摆盘发动机活塞的多学科设计优化（MDO）模型,并使用UG和ANSYS进行温度场和强度学科设计与分析。给出了活塞多学科设计优化分析仿真流程,并基于iSIGHT集成UG和ANSYS建立其多学科设计优化平台,通过二次开发实现了参数输入、输出、更新及软件间数据交流。经优化的活塞质量较原来降低了21.81%,最高温度降低了55℃,第1环槽温度降低了29℃,最大应力降低了10 MPa。仿真结果表明,活塞轻量化的MDO可有效处理热-结构耦合因素,在降低活塞质量的同时改善了温度及应力特性,提高了设计优化效率。     

基于验模技术的水下滑翔机前舱体结构强度分析

针对水下滑翔机前舱段结构,首先基于ANSYS建立了仿真模型;然后采用基于离散误差控制的验模技术对其进行可信度评估,优化了ANSYS网格参数,提高了结构强度计算精度。在验模后仿真模型的基础上,对主要设计参数进行了敏感性分析,为后续的结构优化设计和可靠性设计提供了理论指导。     

级间段结构优化设计分析

为使飞行器的级间段结构质量最小,对其进行结构优化设计.利用 ANSYS 软件建立级间段模型,并对该结构进行强度分析,对级间段的各结构参数进行灵敏度分析,用 APDL语言编制级间段优化程序,并采用零阶优化算法进行优化设计,最终实现了轻量化目的.     

变壁厚壳体对形成带尾翼EFP的影响

利用ANSYS／LS-DYNA软件对带有变壁厚壳体的爆炸成型弹丸（EFP）形成尾翼的过程进行了数值模拟．得出了不同形状的壳体能形成与之相对应形状尾翼的结论，研究了不同壳体厚度对形成尾翼的影响规律，为设计气动性稳定的带尾翼的EFP提供了简便方法，同时对比分析了钢壳和铝壳对尾翼的影响，采用钢壳能形成较好的尾翼．研究结果可用于设计带尾翼的EFP．     

有限元在发射管结构优化设计中的应用

文中运用UG软件对发射管结构进行了整体三维建模,采用有限单元法,并运用ANSYS软件和弹性力学有限元法对建立的发射管有限元模型进行动力学分析,并且对已设计的发射管的刚强度进行了校核,得出发射管的应力变形分布及关键部位的受力状况分析.另外,在现有结构分析计算的基础上对发射管的厚度及支撑结构进行了优化设计,根据其分析结果对结构优化设计改造提供理论依据,既达到了设计要求又降低了成本.     

纤维缠绕超高压容器承载特性研究

为分析传统材料超高压压力容器笨重的缺陷,提出纤维缠绕超高压前混合磨料罐的设计方式。通过网格理论设计方法分析筒身段和封头段纤维铺层力学特性,计算出磨料罐筒身段及封头段缠绕纤维厚度及缠绕角。通过solidworks软件建立磨料罐三维模型,运用ANSYS软件对纤维缠绕超高压前混合磨料罐的有限元进行分析,分析其纤维铺层的主要应力、应变情况。优化磨料罐上罐口结构,并与传统结构磨料罐的结果进行对比分析。结果表明:相比于传统合金钢制成的超高压磨料罐,纤维缠绕超高压前混合磨料罐的质量减轻一半以上,提升了前混合磨料射流装置的便携性;优化上罐口结构后,纤维铺层的应力、应变数值变化更加稳定。     

基于ANSYS Workbench的某定位平台基座的拓扑优化设计

为满足基座使用需求的前提下尽可能减轻其质量,使用三维设计软件Pro/E与有限元分析软件ANSYS Workbench对结构进行拓扑优化设计。基于拓扑优化的优点,以某型定位平台的基座为研究对象,在Pro/E软件中建立其三维模型,利用ANSYS Workbench强大的有限元分析功能,结合基座的工程使用条件,进行了结构拓扑优化设计,并对优化前后的基座动静态特性进行对比分析。分析结果表明：优化后基座的静刚度与固有频率得到有效提高,并减轻了约10%的质量,拓扑优化设计的结果对生产实践具有良好的理论指导意义。     

SC型双翼末敏弹尾翼结构方案设计

为寻求SC型双翼末敏弹实现稳态扫描的最佳气动外形,运用计算流体力学方法建立了SC型末敏弹的气动特性仿真模型,基于正交试验法对SC型尾翼末敏弹的翼片结构参数进行了优化设计。分析了尾翼面积、弯折角对SC型末敏弹气动特性的影响规律,得到了尾翼参数对双翼末敏弹阻力系数和极转动力矩系数影响的主次关系。在此基础上分析得到一种可以同时满足大阻力系数和大极转动力矩系数的末敏弹气动外形结构。优化结果显示,优化模型阻力系数较优化前增加5.14%,极转动力矩系数增加4.53%,高塔试验表明优化模型双翼末敏弹能在下落过程中保持稳定。研究方法和结果可为双翼末敏弹的气动布局和优化设计提供参考。     

基于胸鳍辅助推进的仿生机器鱼

为提高仿生机器鱼游动的机动性能并完善传统尾鳍推进模式,设计一种基于胸鳍辅助推进的仿生机器鱼。将胸鳍与尾鳍推进模式相结合,采用正弦信号对仿生机器鱼的尾鳍进行控制,通过胸鳍来调整鱼体方向,从而实现上升及下降的动力提供。对机器鱼整体、主控系统、执行模块和通信模块进行设计,并通过实验验证。实验结果表明：该仿生机器鱼能够更灵活、更精确地实现浅水中前进、上升下潜以及盘旋、回转和制动,并通过人机交互对仿生鱼进行控制,结合其自主避障、图像传输等辅助功能,实现对海洋环境的实时监测。     

考虑不确定性的模块化战术导弹优化设计

针对不确定性因素对模块化战术导弹总体参数影响较为敏感,从而导致设计出的导弹无法满足要求问题,开展了模块化战术导弹不确定性优化设计。以某38 kg级别直升机载空地导弹为研究对象,采用稳健性优化设计理论,建立模块化导弹稳健性优化设计模型,分析载荷质量与质心位置、速度方案、弹道方案3类不确定问题对导弹起飞质量与设计约束的影响。优化结果表明：在付出很小质量代价基础上,稳健性优化方案可降低不确定性因素对设计目标的影响,大幅度提升满足设计约束的概率。方案对比分析表明：增加导弹飞行高度与续航阶段末速可提升模块化直升机载空地导弹起飞质量稳健性;增加续航段末速与尾舵展长、减小弹翼展长可提升设计约束稳健性。     

基于有限元方法的液体火箭发动机机架优化设计

采用ANSYS有限元分析软件提供的优化方法对液体火箭发动机机架的优化问题进行了分析,提出了机架优化设计的一般流程,使用ANSYS的APDL语言编写了机架优化设计分析程序,通过对优化程序的研究,获得了某型号发动机机架的最优化结果,优化后的质量比初始设计质量大大的减轻.     

一种双自由度胸鳍仿生机器鱼

为提升机动性,设计一种由双自由度胸鳍和仿鲹科鱼尾部相结合的运动推进型仿生机器鱼。分别对机器 鱼的双自由度胸鳍、身体与尾部弹簧传动机构进行设计,采用Arduino 控制板及一体化的硅胶膜,基于电气系统控 制方案和防水密封方案,通过对CPG 单元进行建模与控制,给出机器鱼在不同运动形态下的控制方法,并通过实验 验证了方案的可行性。结果表明,该设计实现了双自由度胸鳍机器鱼直行、转弯、下潜的运动姿态。     

基于ANSYS Workbench的水下航行体壳体结构优化

壳体结构的质量大小直接影响水下航行体的整体性能,传统的优化方法工作量大,计算也较复杂。本文运用有限元软件ANSYS Workbench中的Design Exploration模块对壳体壁厚、环形肋的截面宽度和高度、环肋间距进行优化,在保证壳体满足强度和稳定性要求的情况下,将壳体的质量最小化。通过此方法对水下航行体壳体结构进行优化,得到最优化的壳体结构质量,对水下航行体的整体设计具有一定的指导意义。     

水下航行器环肋复合材料耐压壳6σ优化设计

为了得到更可靠的水下航行器环肋复合材料耐压壳结构,考虑复合材料各向异性和加工不可控性对结构性能影响,将6σ设计理论引入环肋复合材料耐压壳优化设计中。应用蒙特卡洛抽样模拟方法对耐压壳结构进行可靠性分析,借助径向基函数神经网络近似模型技术,以σ水平为评价指标对环肋复合材料耐压壳结构进行考虑可靠性的优化设计。结果表明,虽然6σ优化相比确定性优化结果增加3.11 kg质量,但将耐压壳结构性能约束的σ水平提高到了8σ以上,可靠度达到100%,得到了兼顾结构质量和可靠性的最优方案。可见所提基于径向基函数神经网络近似模型技术的6σ设计与可靠性评估相结合优化方法,可以准确、高效、可靠地对水下航行器环肋复合材料耐压壳进行优化,合理解决随机因素变化导致结构可靠性不高的问题。     

简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

为了研究固定鸭舵简控火箭弹舵翼气动干扰特性,在验证数值方法适用性和可靠性的基础上,采用数值模拟方法对该弹气动特性进行仿真分析。计算得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵组件反旋角)工况下由鸭舵和尾翼产生的空气动力参数,仿真获得火箭弹外流场压力分布。研究分析了弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律。结果表明:鸭舵与尾翼之间的气动干扰受弹体长径比影响,当弹体长径比达到一定数值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况同样适用; 研究结果可用于简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率。     

格栅翼外形参数对气动特性影响的数值计算研究

用计算流体力学方法系统地研究了格栅翼的格数、格壁厚度、格壁前后缘倒角对格栅翼气动特性的影响。结果表明：格数增加使格栅翼的阻力和升力都增大,而阻力增大得更显著;格壁厚度对阻力影响较大,对升力影响较小,格壁厚度增大,格栅翼的阻力显著增大;格壁前后缘倒角使阻力明显减小,而对升力影响不大。     

响应面法在圆柱壳体结构优化设计中的应用

以爆炸过程使金属圆柱壳体结构内层分离时所需炸药量最小为目标,其某些尺寸为设计变量,外层结构上最大值为约束,对圆柱壳体结构进行优化.利用有限元显式程序模拟圆柱壳体的高度非线性爆炸行为.采用中心对称试验方法选取样本点,运用响应面法建立优化模型.利用Matlab中QUADPROG优化模块得到该响应面的最优解.上述优化过程不断重复,直到圆柱壳体结构最优的一组几何尺寸得到为止.研究结果表明响应面法应用于在侧向爆炸冲击作用分离的圆柱壳体结构优化问题上是可行的,具有提高计算效率、缩短设计周期等优点.