后掠机翼跨音速静气动弹性特性研究

后掠机翼在飞行过程中受气动载荷影响,其机翼将产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机性能和飞行安全,不能将此种机翼当作传统的刚性机翼加以弹性修正的方法进行分析。针对这种弹性后掠机翼,应用发展的非结构动网格生成方法,以Euler方程为控制方程,耦合结构静平衡方程,采用结构影响系数法,对中等展弦比、大展弦比后掠机翼的气动力载荷和结构变形进行了求解,并对结果进行了分析。     

基于UMARC的大展弦比机翼空气动力建模方法

将旋翼气动建模思想引入大展弦比固定翼,对旋翼飞行器UMARC理论中直升机旋翼空气动力建模方法进行适当改进,建立适应机翼较大变形情况下的空气动力学模型。将大展弦比机翼描述为Bernoulii-Euler梁形式,利用机翼大变形前后坐标系转换关系,推导得到变形后坐标系下机翼任意截面瞬时空气速度并最终建立空气动力载荷模型。利用模型计算机翼气动弹性静平衡位置,经与已有文献结果对比,表明此模型建立方法准确、有效;将UMARC理论移植到大展弦比机翼思想可行;并具较高工程应用前景。     

楔形变截面双模量梁弯曲变形时的解析解

推导出了楔形矩形变截面双模量梁的截面高度表达式,利用静力平衡方程确定了楔形矩形变截面双模量梁弯曲时的中性层位置。采用弹性理论建立了楔形矩形变截面双模量梁的弯曲微分方程,推导出了外载荷作用下梁的挠度表达式。通过算例,讨论了楔度比、长高比、剪切效应对楔形矩形变截面双模量梁弯曲变形时挠度的影响。结果表明:随着楔度比的增大,梁的弯曲挠度逐渐减小;随着长高比的增大,双模量材料简支梁、悬臂梁中点的弯曲挠度均逐渐增大,各向同性悬臂梁的中点弯曲挠度也逐渐增大;对于拉压弹性模量相差较大的双模量材料梁的弯曲挠度计算,用经典材料力学理论计算是不合适的,应采用双模量材料力学理论进行分析计算。     

任意阶梯型截面Timoshenko梁的弯曲

研究边界弹性支承任意阶梯型截面Timoshenko梁的弯曲变形,利用Heaviside函数给出了在横向载荷作用下阶梯型截面Timoshenko梁弯曲挠度和转角的解析闭合解,避免了经典解析方法应用分段函数导致的繁琐.在此基础上,数值分析了固支和悬臂单、双阶梯型截面Timoshenko梁的弯曲变形,考察了变截面位置、截面大小、梁高跨比以及边界支承刚度等对Timoshenko梁弯曲的影响.结果表明,阶梯型截面Timoshenko梁的挠度和转角与等截面Timoshenko梁的挠度和转角有较大的差异,虽然阶梯型截面Timoshenko梁挠度光滑,但在截面变化位置处,阶梯型截面Timoshenko梁转角斜率存在明显的跳跃.     

基于静气弹修正的亚音速大展弦比 飞机疲劳载荷计算研究

本文介绍了一种基于静气弹修正的亚音速大展弦比飞机飞行情况疲劳载荷计算方法,该方法以线弹性变形理论为基础,采用了改进的二元升力线理论计算了翼面的气动力,并在风洞试验数据的基础上计算了刚性飞机压力分布的刚性影响,同时借助于线叠加原理对飞机各部件载荷分布加以确定。通过飞机载荷谱飞行实测数据以验证载荷计算结果,证明本文所使用疲劳载荷计算方法有着相对的高精确度。     

复合材料垂尾应变测试技术研究

应变电测法是飞机飞行载荷测试最常用的方法之一,本文研究了纤维增强层合复合材料垂尾的飞行载荷应变电测方法。首先建立复合材料垂尾有限元模型,计算了在均布载荷下垂尾表面应变分布。然后根据有限元仿真应变分布结果,避开应力集中部位选取应变片粘贴位置,设计载荷测试电桥,利用载荷标定试验可测得垂尾的飞行载荷。最后对相同层数不同铺层顺序的垂尾模型进行计算,对应变片粘贴位置的表面应变进行细观分析和比较,分析了铺层顺序对表面应变的影响。计算结果表明,表层铺层角度对应变测试结果有较大影响,复合材料结构应变测试时应考虑结构的铺层顺序,而在载荷测试时选取线性应变区则可不考虑该影响。     

复合材料垂尾表面应变计粘贴技术

应变电测法是飞机飞行载荷测试最常用的方法之一。研究了纤维增强层合复合材料垂尾的飞行载荷应变电测方法。首先建立复合材料垂尾有限元模型,计算了在均布载荷下垂尾表面应变分布。然后根据有限元仿真应变分布结果,避开应力集中部位选取应变片粘贴位置,设计载荷测试电桥,利用载荷标定试验可测得垂尾的飞行载荷。最后对相同层数不同铺层顺序的垂尾模型进行计算,对应变片粘贴位置的表面应变进行细观分析和比较,分析了铺层顺序对表面应变的影响。计算结果表明,表层铺层角度对应变测试结果有较大影响,复合材料结构应变测试时应考虑结构的铺层顺序;而在载荷测试时,选取线性应变区则可不考虑该影响。     

弹性地基上线性变截面梁的弯曲变形

针对厚度按线性函数变化(材料参数按线性函数变化)的情况,采用梁的线性理论建立梁截面厚度或宽度(或材料参数)沿长度变化的控制方程,用有限差分法计算变截面梁在周边固支和简支两种边界条件下的弯曲变形.获得弹性地基上变截面梁弯曲变形的数值解,数值结果表明,梁截面的变化参数、弹性地基参数、机械载荷对梁的弯曲变形有显著影响.     

基于支持向量机的机翼载荷模型研究

在利用多元线性回归理论确定飞机机翼标定试验的载荷-应变关系时,对试验数据的精度和容量要求较高,针对这一问题,提出了一种基于支持向量机的机翼载荷确定方法。采用某型飞机机翼地面标定试验数据和飞行实测数据进行实例验证,结果显示两种载荷模型获得的载荷-时间历程整体上较为一致,支持向量机载荷模型的校验误差小于多元线性回归模型,表明支持向量机可作为获取机翼载荷的一个更加有效的手段。     

大展弦比复合材料机翼的突风响应

大展弦比复合材料机翼受到的载荷主要来源于突风,较大的突风响应会影响飞机的飞行性能和安全性.为此建立了大展弦比机翼突风响应的分析方法.对于离散突风,通过时间积分得到响应的时间历程;对于连续突风,由频响函数求得响应的功率谱密度.以某机翼为例进行了数值计算,得到了不同突风速度、不同铺层角下,机翼的突风响应.结果表明,对于离散突风,翼尖的最大加速度和翼根最大弯矩都随突风速度的增加而增加,铺层角对翼尖处的最大加速度影响不明显,但对翼根弯矩有较明显的影响;对于连续突风,随着铺层角的增加,翼尖响应的均方值有明显的增加.     

折线先张法预应力工字梁受力性能试验

为克服直线先张法的预应力筋不能弯折而使桥梁跨径受限,以30 m折线先张法预应力混凝土工字梁为研究对象,研究折线先张法工字梁在弹塑性阶段的应力、变形、裂缝和承载能力,进行理论计算及静载破坏试验,并利用Midas Civil有限元软件的psc程序计算,对比静载试验与有限元模型。结果表明：在弹性阶段,荷载与混凝土应变、挠度的试验曲线均呈线性变化;跨中截面和3L/8截面为梁体应变的危险截面;加载至1～1.4倍的开裂荷载时,L/4、L/2截面挠度变化仍基本处于线性增大状态,斜率约为按弹性阶段计算的2倍;当出现第一条裂缝后,随着荷载的增加,裂缝继续向工字梁腹板延伸,跨中底板及腹板附近出现新裂缝,但未出现梁端剪切裂缝或破损现象。预应力混凝土工字梁的应力、挠度校验系数均小于1,表明折线先张法工字梁的抗弯和抗剪承载能力、强度、刚度、抗裂性均满足设计及规范要求。     

单室箱梁考虑剪切与剪滞双重效应的挠曲函数

基于单室箱梁翼缘板选取最大剪切位移差函数为广义剪力滞位移函数,通过假定箱梁竖向变形由腹板剪切变形与翼板剪滞效应引起的位移,利用变形协调条件和能量变分法最小势能原理推导了特定边界和荷载条件下考虑剪切变形的单室箱梁的挠曲位移表达式。利用推导的挠曲微分方程计算了单室简支箱梁承受均布荷载作用下的挠度,对靠近梁端部采用挠度修正系数线性内插求解竖向变形,建立单室简支箱有限元分析模型;对比解析解和数值解。结果表明:剪切变形对简支单室箱梁承受均布荷载作用的挠度具有一定的影响;利用推导的公式能够快速、有效地计算简支单室箱梁承受均布荷载下剪切与剪滞双重效应的挠度;跨中挠度与数值解差6%,吻合良好。     

偏载作用下半刚性螺栓节点的修正计算方法

为了获取偏压荷载作用下螺栓节点的理论简化和计算方法，对螺栓连接的梁式反力系统进行了静载试验、理论计算和有限元分析。通过理论计算和有限元分析，对反力梁不规则变截面进行截面等效简化，提出了钢结构反力梁的结构组合系数，能够快速准确的计算不规则变截面梁的惯性矩。基于此，采用试验和理论计算，解决了螺栓节点的理论简化和计算方法问题。结果表明：在理论计算中，将螺栓节点简化为固定支座，引入修正系数，对理论结果进行修正，能够很好的反映出反力梁的实际挠度变形，其修正系数可为后续螺栓连接的设计者提供参考。     

钢模台车模板变截面梁的变形计算

在工程设计中，经常需要计算复杂截面梁的变形．由于变截面梁在受到复杂载荷作用时，其微分方程数学描述复杂，推导和计算困难．有限差分法采用一组以挠度为未知量的代数方程，近似地代替挠曲线的微分方程，通过解这一组代数方程即可求得挠曲线上某点的挠度．     

装配式钢桁-混凝土组合梁变形性能的试验及计算方法研究

为了研究课题组提出的装配式钢桁-混凝土组合梁（PSTC）负弯矩区段的变形性能,针对某依托工程桥梁设计制作了一根变截面PSTC试验梁,开展了负弯矩区段变形性能试验研究。针对此梁,提出了一种挠度简化计算方法：将钢桁腹杆等效为钢腹板,从而计入其剪切变形对组合梁刚度的影响,同时考虑钢与混凝土之间的滑移。结果表明,该新型组合梁表现出显著的三阶段受力,根据简化计算结果,在20吨和47吨荷载作用下,梁的挠度为3.96mm和8.31mm,相比试验测试值4.03mm和8.39mm,计算结果准确,可为同类桥梁提供参考。     

飞行器概念设计中多学科优化模型的研究

多学科优化技术的发展有效地提高了飞机的设计水平,同时提高了设计人员对非常规布局飞机的设计能力。以一种双后掠飞翼布局飞机为研究对象,建立新的优化模型对其进行气动、结构优化。优化过程分为系统级优化和学科级优化。在系统级优化中,航程定义为飞机全局性能指标。在学科级优化模型中,把升阻比和展向气动载荷分布的综合气动性能作气动学科优化目标,结构重量作为结构优化目标。优化结果表明,优化模型可以高效的运行,优化方案更接近最优解。     

变截面铁木辛柯梁的数值分布传递函数方法

为了研究数值分布传递函数方法对变截面铁木辛柯梁计算中的适用性,基于铁木辛柯梁的静力微分方程,通过定义状态向量,建立变截面铁木辛柯梁状态空间形式的控制方程,利用数值分布参数系统传递函数方法,并借助有限元的单元组集方式,获得变截面铁木辛柯梁变形和内力的近似解。以两端固支的变截面梁为例进行了数值计算,与NASTRAN结果进行了对比,吻合良好,表明了此方法的可行性。分布传递函数方法是一种适用范围很广的方法,还可将其推广到铁木辛柯梁的动力学分析,以及其它结构问题的研究方面。     

变截面构件受撞击荷载作用时的动荷系数研究

基于碰撞过程中能量无损失的假设前提下,利用积分法求解了空心圆截面、实心圆截面和矩形截面三种不同截面形式的变截面构件在撞击载荷作用下的挠曲线方程,进而求得撞击荷载以静荷方式作用于撞击处时弹性构件在该处的静位移。并从能量守恒原理入手,用积分法导出了上述三种不同变截面构件受撞击荷载作用下的动荷系数计算公式。这些公式各力学量意义明确,实用性强,可供工程技术人员参考。     

悬臂梁大变形的新型优化方法

提出了关于优化几何非线性悬臂梁大变形的一种新算法。此方法不同于以往的方法,它直接采用平衡状态,将梁段划分为有限的小变形进行了分析,找出各部分平衡,整体平衡的节点是通过累积形成的。以平衡点坐标为设计变量,平衡点误差累积为优化问题的目标函数,形成一个优化问题。通过实例分析悬臂梁自由的负荷集中力的计算,并使用ANSYS有限元方法进行了对比,结果表明研究方法的准确性。新的优化方法将用于几何非线性大变形问题的分析。