多种约束条件下机翼的双目标响应面优化方法

提出一种在较强的工程约束条件下,开展机翼优化设计的高效率多目标方法。综合升力线理论和RANS的流场计算方法以及数学近似的响应面方法,研究在多种工程约束条件下,巡航设计点中升阻比和翼根弯矩的多目标优化问题。采用分步嵌套优化的方法,首先,固定平面形状,优化展向的扭转角分布;然后优化固定形式下的平面形状参数,对于每一个平面外形,展向扭转角分布的优化为平面形状优化的内迭代;最后通过响应面的结果得到双目标的近似Pareto锋面。该方法对完成特定约束条件下的气动设计具有参考价值。     

基于高效差分敏度分析的谐响应形状优化

基于谐响应组合近似重分析方法,提出了近似-差分敏度求解策略.数值算例表明,在结构小扰动下,近似-差分结果具有足够的精度反映敏度信息,并克服了差分敏度求解计算量大的缺点.以结构体积最小为目标,自由度振幅为约束,建立了谐响应下的连续体形状优化模型,实现了结构形状优化设计;通过数值算例对不同结构参数和激励下的优化结果进行了对比分析,结果验证了方法和模型的可行性和有效性.     

基于近似模型和数值模拟的连杆热锻成形工艺设计优化

提出了基于近似模型和数值模拟的设计优化方法.在利用有限元分析连杆热锻成形过程的基础上,以降低锻件成形过程中变形损伤为目标,以飞边槽形状参数为设计变量,采用响应面法近似模型建立了设计变量与目标函数的初始近似模型.在设计优化过程中,用近似模型代替实际的数值模拟程序,计算锻件内部的损伤值,对连杆热锻成形工艺参数进行了优化计算,取得了较为理想的效果.     

轮胎胎冠形状优化的自适应序列响应面法

复杂工程结构的形状优化问题伴随着隐式的目标函数和约束条件,难以得到显式的灵敏度公式。轮胎有限元分析涉及多重非线性性质,这使轮胎的形状优化问题更加复杂。该文基于响应面法给出了一种序列局部响应面的自适应方案,来求解轮胎胎冠形状优化问题。借鉴线性问题的射线步法,给出了增量射线步的公式来调整违背约束的情况,并采取了一些措施来抑制迭代的振荡。应用到以接地压力分布均匀度为目标、胎冠形状参数为设计变量的优化问题中,经过十几次迭代即得到收敛的结果,验证了该方法处理复杂的优化问题的可行性和高效率性。     

基于近似模型的机床铣削质量稳健性优化设计

在铣削加工优化设计过程中，设计变量的不确定性通常被忽略，这容易导致优化解违反优化设计约束条件.为此，本文基于近似模型方法，开展铣削参数的多目标稳健性优化设计研究.在该优化设计方法中，采用多项式响应面模型和径向基函数模型近似模拟铣削过程最大铣削力、铣削后工件表面粗糙度两目标函数与铣削线速度、每齿进给量两设计变量之间的隐式关系，采用NSGA-Ⅱ多目标遗传算法结合蒙特卡洛模拟方法对比分析了针对铣削参数的常规确定性优化以及考虑设计变量波动的稳健性优化.结果表明：稳健性优化后的铣削参数有效地降低了铣削加工过程中的铣削力，提高了加工后工件表面质量，同时优化解具有较高的可靠性.     

包容式节点桁架多目标分层优化设计

针对包容式节点桁架优化设计变量多、优化问题规模大,采用单层混合优化策略计算量大且不易收敛的问题,提出基于子空间和耦合约束的分层协同优化策略,将设计空间分为三个子空间,分别是整体层、截面层和曲面形状优化层,上一层优化结果为下一层提供输入量,下一层为上一层提供耦合约束;对设计变量进行灵敏度分析,确定各个优化层的目标函数和约束条件.结果表明,该优化方法能够较好地处理具有层次关系的工程优化问题.     

工程结构优化设计研究进展

对工程结构优化设计进行了综述,系统介绍了不确定性优化、形状优化、拓扑优化、多目标优化、系统优化等现代工程结构优化设计以及遗传算法、模拟退火算法、神经网络算法等现代仿生学寻优新方法及其应用,指出寻求目标函数和约束函数的高精度近似显式解析式和对最优准则法、数学规划法及仿生学算法进行改进、组合是工程结构优化算法发展的主要方向...     

一种多层平面电感设计的全局优化方法

为多层平面电感设计提出了一种全局优化方法．该方法在给出等效物理模型的基础上，以获得最大品质因数为设计目标，以工作频率、单位面积电感值、电感线圈的电流承受能力为约束条件，将优化问题表示为平面电感器结构参数的正项式函数，即将优化问题便捷地转换为几何规划，使之在不同条件下均可快速获得优化结果．采用全局优化方法设计的电感器芯片的测试数据表明，在给定的约束条件下，单位面积电感值大于80mH／m^2，金属条宽度大于10um，频段范围50～400MHz，优化得到的品质因数与测试结果的最大误差在10％以内．     

基于HyperMesh二次开发的复合材料机翼结构优化设计

针对复合材料飞机机翼结构设计具有设计变量与约束条件多的特点,而使用手工方式建立优化模型不仅耗时费力而且容易出错且不利于机翼结构设计的修改和管理的状况,在飞机总体外形和骨架确定的条件下,给出了一种基于HyperMesh二次开发的飞机复合材料机翼结构优化设计方法,即:使用HyperMesh二次开发语言批量创建属性、优化设计变量、响应与约束,快速建立有限元模型及优化模型,从而提高了建模效率.通过提交optistruct优化计算,得出在该布局条件下机翼结构满足各项约束条件的最优尺寸和质量,最终实现机翼结构质量降低16. 6%,验证了使用HyperMesh二次开发完成飞机复合材料机翼结构优化设计的有效性和实用性.     

基于Kriging模型的大客车侧翻安全性多目标优化

建立某型客车的有限元模型,依据ECE R66法规对客车侧翻安全性进行了多目标优化.根据侧翻仿真结果,选取客车上部结构关键零件截面形状为变量,以最大质心加速度和质量为目标,以侧围立柱与地板间夹角θ为约束条件,并结合最优拉丁方试验设计法生成了高精度的Kriging模型.利用NSGA(non-dominated sorting genetic algorithm)-II算法对大客车侧翻安全性进行了多目标优化并得到了Pareto最优解集.优化结果表明利用截面形状优化法可以在质量增加较小的条件下提高整车的侧翻安全性能.     

机翼风洞试验模型CFD静气动弹性修正研究

在低速增压风洞和跨声速风洞中,变雷诺数试验常用增压来实现。速压变化带来弹性变形的不同,造成伪雷诺数效应,其影响与雷诺数效应在同一量级。数值模拟了F4机翼在某低速增压风洞中的变雷诺数和变迎角试验。研究了其静气弹效应随迎角和风洞试验速压的变化规律。论证了对于风洞试验静气弹变形造成的伪雷诺数效应采用CFD方法修正的可行性。结果表明:对F4这种金属材料的中等展比后掠机翼,沿展向挠度和剖面扭转角等变形参量与迎角呈正相关。但迎角越大,增长幅度越小。随风洞试验速压也是正相关增长,但是等幅线性的。结合CFD技术进行风洞静气弹修正的方法是可行的。未来在如NASA研制的"太阳神"飞机等大展弦比、大柔性飞机的设计和风洞试验修正中将得到广泛应用。     

斜置飞翼大型超音速客机气动设计研究

对一架巡航马赫数为1.41的斜置飞翼大型超音速客机进行了气动设计,包括翼型设计以及机翼模型的生成.采用翼型参数化控制方法调整机翼的平面形状、扭转、弯曲和厚度分布,使机翼具有一个近似的椭圆载荷分布和Sears-Haack面积分布.通过研究升力系数和后掠角对斜置飞翼升阻比的影响,得到一个无黏的最佳设计结果.     

基于响应面法的机翼气动-结构多学科优化设计[DM)〗

应用响应面法进行了弹性机翼的气动-结构多学科优化设计方法研究。以M6机翼为初始机翼,进行了多目标、多约束的气动-结构优化设计,优化后的机翼具有较好的气动-结构综合性能,升阻比增加了9.25%,而重量减轻了4.84%;模型精度满足设计要求。优化结果表明所发展的优化设计方法是成功有效的,具有重要的应用价值。     

考虑气动-结构耦合的机翼三维结构拓扑优化方法

针对机翼三维结构拓扑优化方法在工程实际应用中的气动-结构耦合问题,开发了一种在机翼翼型表面直接加载气动载荷的三维拓扑优化方法。用更接近真实工程的约束和载荷条件进行结构拓扑优化,便于考虑不同翼型之间气动载荷的差异,并兼顾拓扑优化方法的载荷敏感性;利用MATLAB编写自动网格划分、施加约束和载荷、求解优化的结构分析程序,实现气动-结构分析统一模型;最后通过实例验证了方法的可行性及有效性。结果表明该方法为载荷敏感的拓扑优化方法更精确得到符合实际工况的优化结果提供了一种实用的方案;并对于气动-结构耦合三维拓扑优化方法进行了原理性的探索研究。     

基于非线性梁理论的复合材料机翼气动弹性优化研究

将复合材料机翼模拟成盒形梁。考虑变形的几何非线性,建立简单、精确的气弹模型进行优化裁剪研究。以颤振速度为约束条件,运用均匀导数准则对复合材料各铺层厚度进行优化,以获得质量最轻的设计。研究表明:机翼一阶扭转模态是颤振危险模态。颤振速度对复合材料45o铺层敏度最大。优化结果中增加了45o铺层厚度以增加结构扭转刚度,减小了0o和90o铺层厚度以优化质量。将低阶非线性梁模型与均匀导数准则相结合的方法具有精度合理、收敛快的优点,适用于复合材料机翼的气弹工程优化。     

基于混合模拟退火算法的内窥镜布局优化设计

工程中存在着大量的布局设计问题,很多都是NPC问题,很难求解。提出了以启发式方法和模拟退火算法相结合的混合算法,可用于带性能约束的布局优化设计问题。在实例中将胶囊式内窥镜空间布局问题转化为轴向截面和横截面两个平面问题分别求解,对于轴向截面的离散变量问题,首先采用启发式方法进行元件层初始序列的排布,再采用模拟退火算法进行布局优化;在横截面上对连续变量则直接进行优化。优化结果经验算合理有效,该算法也可供旋转舱等工程布局优化问题借鉴。     

两种方法在机翼振动主动控制中的应用研究

针对机翼振动响应较大问题,研究了PID和LMS两种控制律方法在真实机翼上实现振动主动控制技术的可行性。仿真模拟实验中,采用Patran进行结构建模和压电力等效,通过Matlab的Simulink模块搭建控制仿真模型;机上地面实验中,设计了以压电纤维复合材料作为控制器,激振台作为激振器的地面试验方案。结果表明,通过优化参数,PID和LMS两种控制律方法在仿真模拟和地面试验中均较好地抑制了振动响应,从而在机翼上实现主动控制技术,同时LMS方法比PID方法的控制效果更佳。     

串联驱动变弯度机翼设计与气动性能分析

针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。翼段间采用连杆止动以限制相对转角。建立了机翼的运动学分析模型,计算了变弯度机翼的作动速度。建立了机翼的气动分析模型,对4个典型飞行工况的气动性能进行了分析,并与传统舵面机翼性能进行对比。研究表明,在相同飞行工况下,弦向四级串联驱动变弯度机翼的作动时长仅为传统机翼的25%。起飞阶段升阻比增大71.94%,滚转机动时力矩增大12.46%,进近阶段升力增大11.19%,接地后减速阶段阻力增大104.83%。串联驱动变弯度机翼相对传统舵面机翼具有更优的操纵特性和气动性能。     

基于响应表面法的汽车侧面安全气囊仿真优化

为加强汽车安全气囊对侧面碰撞中的人体保护,对其进行优化匹配设计.针对传统的安全气囊设计方法存在的不足,引入PSM子结构方法和响应表面优化方法.首先利用PSM子结构方法建立了侧面碰撞安全气囊的优化模型,然后通过一阶响应面筛选设计变量,最后利用二阶响应表面模型对安全气囊的设计参数进行了优化研究.优化结果表明,新的参数组合能够有效提高侧面安全气囊的保护效果,降低人体的损伤风险.     

非线性橡胶悬架系统平顺性仿真与试验

基于橡胶元件非线性力学特性试验和悬架减振性能台架试验,建立了工程自卸车平面八自由度集中质量参数模型,该模型包含了刚度立方非线性和阻尼分段非线性.用龙格库塔法求解八自由度强非线性动力学方程并用试验验证了仿真模型的正确性.仿真分析与试验研究都表明橡胶悬架减振特性仍需进一步的优化设计.通过橡胶悬架参数灵敏度分析,确定了橡胶悬架最合适的优化参数;双参数的仿真研究表明在考虑有效约束条件下能优化得到橡胶悬架的最佳值.该研究为非公路车辆橡胶悬架的优化设计奠定了基础.