非均衡铺层壁板复合材料机翼气动弹性分析

对上下壁板采用非均衡铺层的大展弦比复合材料机翼进行了气动弹性分析。建立了不同掠角和壁板铺层非均衡程度的气动弹性模型 , 并考虑了壁板铺层非均衡程度的变化。分析了严重载荷情况下 , 机翼变形、 升力特性弹性修正等随壁板铺层非均衡程度的变化 , 并分析了固有振动特性和发散/颤振速度随壁板铺层非均衡程度的变化趋势 , 以期为进行这类结构的设计提供参考。研究结果表明 : 壁板铺层的非均衡程度对于所研究机翼的固有振动频率、 颤振速度影响较小 , 但对发散速度和机翼的静气动弹性性能影响较大。      

复合材料支撑机翼撑杆位置与结构综合优化设计

针对复合材料支撑机翼,发展了一种撑杆位置和结构综合优化设计的方法。在两种严重设计载荷状态下,考虑气动弹性效应和复合材料铺层结构的不确定性,以结构质量最小化为目标,以翼尖垂直变形、翼尖扭角、撑杆屈曲稳定性、颤振速度和强度要求为约束,在一个优化过程中实现了撑杆位置和结构参数的同步优化设计和鲁棒优化设计。结果表明,翼尖垂直变形和颤振速度要求对于撑杆位置影响明显,最优的撑杆展向位置都靠近翼根一侧,同时撑杆的总体稳定性成为同步优化设计的关键约束。鲁棒优化设计得到的撑杆位置和结构参数的最优组合对铺层结构的不确定性摄动具有良好的抗干扰性,鲁棒优化得到的最优撑杆位置会随着设计变量摄动范围而变化,翼尖垂直变形成为鲁棒优化设计的关键约束。     

考虑气动弹性约束的复合材料支撑机翼优化设计

基于遗传-敏度混合算法对复合材料支撑机翼开展考虑气动弹性约束的优化设计,并与常规机翼构型进行比较。在严重载荷状态下,以结构质量最小化为目标,以翼尖变形、屈曲稳定性和颤振速度为约束,设计复合材料机翼铺层和支撑结构参数,并研究不同支撑点位置对于优化设计结果的影响。结果表明,复合材料支撑机翼构型能大幅减少弯曲方向上的铺层材料,有明显的减重优势。支撑点位置对于结构质量、屈曲稳定性和扭转刚度分布有较大影响,支撑结构的屈曲破坏在复合材料支撑机翼的结构设计中要引起重视。     

基于几何因子的复合材料气动弹性剪裁设计

实现了基于几何因子的复合材料层合板建模,解决了几何因子与Natran的参数输入问题,并根据工艺约束中的最小铺层比例对几何因子可行空间进行了推导补充。在此基础上,提出了一种基于几何因子和Nastran的复合材料气动弹性剪裁优化设计方法。首先以总厚度和几何因子作为设计变量以及以Nastran作为求解器,以强度、刚度、颤振和发散速度以及几何因子相关性约束作为约束条件进行结构寻优,得到最优的铺层总厚度和几何因子。其次,以最优几何因子作为目标,进行铺层结构逆问题求解,约束条件为复合材料铺层工艺约束。因几何因子为铺层厚度和铺层顺序的表达式,与传统的多级优化相比,以几何因子作为设计变量可以避免铺层厚度和铺层顺序的解耦,进而获得更大的设计空间,且得到的铺层结构可以满足工艺约束。最后,对一矩形悬臂复合材料层合板进行剪裁设计,使得铺层结构满足气动弹性约束且质量最小。结果显示,运用该优化方法可以得到质量更小且满足工艺约束的铺层结构。     

翼面复合材料结构气动弹性剪裁设计和工艺技术

为实现机翼翼尖扭角增量的设计要求, 达到改善飞机气动弹性特性的目的, 利用复合材料的弯扭耦合特性, 着重对复合材料非均衡铺层设计和工艺技术进行了研究, 提出了对翼面复合材料结构弯扭耦合特性进行设计的工程解决方法, 并开展了对比试验研究。试验结果表明, 经剪裁设计后, 模拟机翼盒段外洗效果明显, 在不同载荷作用下, 翼尖扭角增量降低10%~45%。     

大展弦比复合材料机翼气动弹性优化

使用遗传/ 敏度混合优化算法对大展弦比复合材料机翼进行气动弹性优化设计研究。在满足强度、位移、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下, 以机翼各部件复合材料铺层的厚度为设计变量, 对结构进行重量最小化设计。研究表明: 弯曲变形严重影响最终的优化重量, 是设计大展弦比复合材料机翼结构时应该重点考虑的问题; 按照应力设计准则对这类结构进行设计, 往往很难满足弯曲变形的要求; 使用遗传/ 敏度混合优化算法对大展弦比复合材料机翼进行气动弹性优化设计能够在可以接受的计算耗费下获得满意的结果。      

基于分布式计算的复合材料机翼优化设计

将遗传算法与高精度的通用有限元分析软件相结合, 并将其应用于复合材料机翼满足气动弹性要求的优化设计中。为了提高采用遗传算法的复合材料机翼优化设计的效率, 探讨了将分布式计算与遗传算法进行集成, 形成了基于分布式计算和遗传算法的复合材料机翼优化设计方法, 并应用该方法解决某大展弦比复合材料机翼副翼和舵面操纵反效问题。计算结果表明, 该方法可用于解决工程上复杂结构优化问题。      

复合材料层合板及机翼格栅结构的动态特性优化设计

以复合材料层合板各单层连续变化的铺层角度为设计变量, 在有限元软件中对层合板结构的基频进行优化分析, 在四边简支和固支两种不同的边界条件下, 结构的基频分别提高了4.9%和16.2%, 并对优化前后结构的静力失效强度进行了对比分析。随后将这种优化方法应用到某无人机复合材料机翼格栅结构中, 针对格栅结构蒙皮和肋板共计24个纤维铺层角度进行了优化设计, 使结构基频提高了10.6%, 同时结构的承载能力也有了一定程度的提高。     

考虑屈曲的复合材料加筋壁板铺层顺序优化

提出了一种考虑屈曲的复合材料加筋壁板铺层顺序优化方法。基于复合材料加筋壁板屈曲载荷求解的能量法,系统推导了轴压载荷作用下复合材料加筋壁板蒙皮、筋条局部屈曲载荷的显示表达式,考虑了加筋壁板各板元之间的弹性支持作用及筋条下缘条的影响,引入工程法求解了加筋壁板整体屈曲载荷。基于国产自主结构分析软件HAJIF中的复合材料铺层工程数据库,以铺层参数为中间变量,利用本文提出的复合材料加筋壁板屈曲载荷求解方法,构建了考虑屈曲的复合材料加筋壁板铺层顺序优化设计流程并完成程序实现,将最小二乘法用于最优铺层顺序与工程铺层数据库的匹配。相比于传统有限元计算方法,本文提出的复合材料加筋壁板屈曲载荷求解方法具备较好的求解精度及求解效率。复合材料加筋壁板优化算例表明,采用本文提出的加筋壁板屈曲载荷分析及其优化方法,在结构重量不变的前提下,屈曲载荷提高约17%,且铺层顺序优化结果可直接从铺层工程数据库中提取并用于工程实际。      

基于可靠性的复合材料结构稳定性约束优化设计

基于结构的可靠性, 研究了复合材料结构的稳定性约束优化设计方法。考虑材料及载荷的不确定性, 通过结构可靠性分析的响应面法和有限元法的结合, 对复合材料结构稳定性进行可靠性分析; 利用优化软件iSIGHT集成可靠性分析程序, 实现了以铺层层数及铺层角度为设计变量的复合材料结构稳定性约束问题的可靠性优化方法。对层合板及层合圆柱进行算例分析, 验证了本文中可靠性优化方法的有效性, 为工程实际中的复合材料结构稳定性约束优化设计问题提供借鉴。      

Optimal design of composite wing structures with blended laminates

In this paper we formulate the problem of wing box design optimization using composite laminates with blending constraints. The use of composite laminates necessitates the inclusion of fiber orientation angle of the layers as well as total thickness of the laminate as design variables in the design optimization problem. The wing box design problem is decomposed into several independent local panel design problems. In general such an approach results in a nonblended solution with no continuity of laminate lay ups across the panels, which may not only increase the lay up cost but may also be structurally unsafe due to discontinuities. The need for a blended solution increases the complexity of the problem many fold. In this paper we impose the blending constraints globally by using a guide based design methodology within the genetic algorithm optimization scheme and compare the results with the published ones. Two different blending schemes – outer and inner blending are presented. The result shows that the optimum design obtained using the current methodology has better continuity of laminate lay ups and also the reported weight of the composite wing box is on the lower side. Finally, a parametric study of the effect of global deflection constraint on the total weight of the optimum design is presented.     

柔性复合材料前掠翼飞机静气动弹性分析

本文作者计算分析的是柔性复合材料前掠翼概念机的静气动弹性特性。文中作者利用NASTRAN计算了单独机翼的发散速度,并重点计算和分析了该机在亚音速情况下,飞行载荷和纵向静稳定性、操纵性导数分别随马赫数和动压变化的曲线。通过对比分析可以看出:(1)相同高度下,随着马赫数的增加,刚体纵向静稳定性、操纵性导数和弹性纵向静稳定性、操纵性导数分别呈不同的变化趋势,且某些变化相差甚大;机翼剪力、弯矩和扭矩随翼展变化的曲线中,刚体部分所占的比例不断减小,弹性部分所占的比例不断增加;机翼的最大垂直挠度(在翼尖前缘处)和最大扭角(在翼尖处)略有增加。(2)相同马赫数下,随着动压的不断增加,刚体纵向静稳定性、操纵性导数保持不变,弹性纵向静稳定性、操纵性导数呈线性变化;机翼剪力、弯矩和扭矩随翼展变化的曲线中,也同样是刚体部分所占的比例不断减小,弹性部分所占的比例不断增加;机翼的最大垂直挠度(在翼尖前缘处)和最大扭角(在翼尖处)略有增加。(3)使用复合材料剪裁技术可以适当减小机翼内洗,从而提高发散速度,减小机翼前缘垂直挠度和飞行载荷中弹性部分的比例。     

Optimum buckling design of composite stiffened panels using ant colony algorithm

Optimal design of laminated composite stiffened panels of symmetric and balanced layup with different number of T-shape stiffeners is investigated and presented. The stiffened panels are simply supported and subjected to uniform biaxial compressive load. In the optimization for the maximum buckling load without weight penalty, the panel skin and the stiffened laminate stacking sequence, thickness and the height of the stiffeners are chosen as design variables. The optimization is carried out by applying an ant colony algorithm (ACA) with the ply contiguous constraint taken into account. The finite strip method is employed in the buckling analysis of the stiffened panels. The results shows that the buckling load increases dramatically with the number of stiffeners at first, and then has only a small improvement after the number of stiffeners reaches a certain value. An optimal layup of the skin and stiffener laminate has also been obtained by using the ACA. The methods presented in this paper should be applicable to the design of stiffened composite panels in similar loading conditions.     

基于CFD/CSD耦合的结构几何非线性静气动弹性数值方法研究

柔性飞行器在气动力作用下会发生大变形,产生结构几何非线性,线性小变形方法难以获得准确的气动弹性分析结果。基于RANs的三维N-S流场控制方程耦合非线性结构静力学方程时域分析方法,用于考虑结构几何非线性的静气动弹性分析。该方法在结构静力学方程求解上采用非线性增量有限元方法进行迭代求解,考虑结构刚度矩阵随结构位形的变化,采用径向基函数方法实现气动/结构界面的数据交换和动网格变形。在建立某型宽体客机复材机翼三维有限元模型的基础上,对其静气动弹性进行了数值仿真,分析了线性结构和考虑结构几何非线性的结构在静气动弹性作用下翼面扭转、展向位移、垂向位移以及升力系数等物理量。算例结果表明,与线性结果相比,非线性结构由于结构几何非线性的影响,在展向和垂向变形上两者存在显著差异。为准确进行柔性结构的气动弹性分析,必须考虑结构几何非线性的影响。