高超声速飞行器机翼关键部件损伤特性研究

为有效预防机翼关键部件损伤对飞行安全的影响, 分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞 行器飞行动态对损伤的影响。 通过建立高超声速飞行器机翼材料的损伤动力学模型以及对机翼翼梁根部载荷 应力分析, 依次分析了飞行器飞行高度、 速度、 迎角以及副翼偏转角等变量对机翼关键部件损伤特性的影响, 以确定影响损伤的关键变量。 分析仿真结果表明, 相对于其他变量, 飞行器迎角对机翼关键部件损伤的影响最 大。 从保证飞行器安全和延长寿命的角度分析, 应尽量限制飞行器的迎角。 从而为减损控制系统设计奠定基 础, 并为提高飞行器结构的可靠性和延长飞行器寿命提供参考。     

柔性与刚性机翼微型飞行器气动特性差异研究

设计并研制了一种布局形式的刚性机翼和柔性机翼的微型飞行器,在风洞中研究了刚性机翼和柔性机翼微型飞行器的气动特性,给出了刚性机翼和柔性机翼的气动特性差别。研究结果表明柔性机翼的气动特性要比刚性机翼好,柔性机翼具有延迟失速的能力,有利于安全、稳定飞行。     

基于随机有限元方法的机械结构可靠性评估

采用随机有限元方法研究复杂载荷条件下某机械结构组件的可靠性特性.考虑工作状态和运输状态,获取组件的载荷特性及其计算模型;利用Ansys软件建立组件有限元分析模型,分析不同工况下组件的静力学和动力学特性,包括应力应变、固有频率、振型、风载静响应以及随机振动响应分析等.基于拉丁超立方抽样的蒙特卡洛方法,将载荷和材料的屈服强度作为随机输入变量,利用随机有限元模型评估风载和路面载荷交互作用下组件的可靠度.在此基础上,分析影响结构可靠性的灵敏度参数.结果表明,该方法能够有效地评估动态工作环境下结构件的可靠性特性,为此类系统的可靠性设计提供理论依据.     

基于累积损伤的随机结构系统刚度可靠性分析

根据疲劳载荷造成的累积损伤对材料极限应力的影响,结合材料强度与弹性模量之间的关系,给出了结构构件在基于累积损伤下的剩余弹性模量的表达式,并分析了其数字特征。考虑结构的随机性,在求解可靠性指标时,采用改进的一次二阶矩法和随机有限元相结合的算法,以改进的分枝限界法寻找主要失效模式,以PNET法计算结构系统可靠性。算例表明:结构系统在设计寿命内虽然满足了系统疲劳可靠性的要求,但随着使用寿命的增加,结构系统刚度可靠性在下降,当疲劳载荷循环次数大于11.08×105时,结构系统结构刚度可靠性不能满足设计要求。     

实况下机械零件的动态可靠性分析

考虑不同工况下载荷变化和强度退化对机械零件可靠性的影响,采用雨流计数法对工况载荷进行统计处理,运用Goodman直线修正法与线性积累损伤法则估计出零件的疲劳寿命.在此基础上,利用等时间段内最大载荷替代载荷变化,Gamma过程模拟强度随机退化的方法来建立渐变可靠性数学模型,最后由随机摄动理论和四阶矩法相结合推导出可靠性灵敏度的表达式.以采煤机扭矩轴为例,估算出扭矩轴在实际载荷下的疲劳寿命,给出各参数变量在疲劳寿命内动态可靠性灵敏度变化规律,分析了参数变量改变对扭矩轴可靠性的影响,并用Monte Carlo仿真进行了验证,结果表明所采用的动态可靠性分析过程符合实际工况,能够为实况下机械零件的动态可靠性分析提供一种方法.     

基于随机载荷和强度退化的可靠性灵敏度分析

针对随机载荷和强度退化所引起的动态可靠性问题,将载荷和强度同时考虑成随机过程,利用顺序统计理论得出最大等效载荷,利用Gamma过程来描述机械零件的强度退化过程,并对零件进行动态可靠性建模.在此基础上,运用随机摄动理论和四阶矩技术给出了动态可靠性灵敏度的求解公式,解决了参数服从任意分布的灵敏度求解问题.以零件螺栓为例建立了可靠性动态模型,给出了各参数变量的灵敏度随时间变化的动态曲线,并用Monte Carlo方法进行了验证,结果表明所建立的模型能准确反映出机械零件的可靠性随使用时间的变化规律.     

复合材料前掠翼设计与CFD/CSM一体化分析

提出了一种全复合材料前掠机翼的设计与CFD/CSM一体化分析流程。首先进行了机翼气动分析,获得不同迎角下的机翼气动特性;然后根据机翼结构各部件的传力特性,基于等强度原则确定了各部件的形状和尺寸并完成了变截面复合材料部件的铺层设计;最后通过CFD/CSM载荷传递进行了机翼结构的力学性能分析。CFD/CSM一体化计算结果满足设计技术指标;与传统金属机翼相比,结构减重达40%,刚度提升约30%。说明该设计方案在机翼的初步设计阶段具有良好的参考价值。     

基于载荷设计的电动飞机复合材料机翼结构优化方法及试验验证

基于柔度法静气弹分析方法,对电动飞机复合材料机翼考虑气动弹性载荷的结构优化方法进行研究。以考虑翼型弯度的涡格法计算机翼气动载荷,并与CFD计算结果进行对比,验证其准确性。使用遗传算法对机翼结构进行铺层优化,以铺层度及铺层角度百分比为优化变量,结构重量最低为优化目标,强度及复合材料工艺性作为设计约束,对机翼结构进行优化,计算强度时考虑气动弹性载荷。最后通过静力试验验证仿真结果的准确性。研究表明直机翼考虑气动弹性载荷后翼根弯矩、剪力及扭矩均有增加,基于该优化方法可设计合适的机翼结构刚度,在满足强度设计要求同时能达到减重目的。     

指数-平稳二项过程模型结构可靠性分析

讨论结构在设计基准期[0,T]内应力变动规律，考虑应力为平稳二项过程、强度服从指数分布的半随机过程模型，给出应力随机过程的样本函数的最大值分布，并获得其相应的模型结构可靠性设计与估计表达式。     

扇翼飞行器绕翼型流动数值研究

扇翼飞行器以其低速大载荷、低噪音特性在军用及民用领域有着广泛的应用前景．基于CFD软件采用滑移网格技术对简化为二维的绕翼型流动进行数值模拟,得到低速大迎角下绕翼型的流场,分析并比较了不同迎角下的流场结构,给出了升阻力随迎角的变化关系．在此基础上通过比对分析翼型局部几何形状改变后得到的数值模拟结果,得到了飞行器机翼前缘高度对绕翼型流场的影响以及相应的升阻力变化情况,并讨论了引起这些影响和变化的可能原因．最终给出可用于扇翼飞行器设计的方案．     

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。     

集装箱船体波浪载荷应力短期分布的统计分析

基于对波浪载荷所引起的交变应力范围数据统计分析的结论，建议用一类双峰正态混合分布拟合．利用EM算法对混合分布的参数进行估计,借助估计出的参数值，揭示了在一定条件下船体不同部位疲劳载荷的固有关系．船体波浪载荷应力在船首处尤为复杂，双峰对称正态逆高斯混合分布对该处波浪载荷所引起的交变应力范围数据拟合效果更好．实证分析表明，所提供的概率分布参数能够反映船体不同部位的疲劳载荷大小，所得到的关于船体不同部位疲劳载荷固有关系的结论可为船舶运行品质研究提供理论基础．     

蜻蜓滑翔时三维串列柔性双翼气动效能分析

为进一步揭示蜻蜓翼在被动的柔性变形和串列双翼柔性干涉作用下对气流的影响机制,本文基于STAR-CCM+软件,采用流固耦合方法对Navier-Stokes方程进行数值求解。研究了杨氏模量为3 800 MPa、泊松比为0.25时,蜻蜓柔性复翼的变形及其气动特性响应规律。研究表明：蜻蜓翼保持正向高置差气动布局均会带来相似且有益的影响。迎角5°时,1.2 mm的高置布局相比低置气动布局的升力系数提升了5.2%,当迎角增大到25°时,差值达到19%。双翼干涉效应下,前翼的气动特性会得到明显的提升,后翼虽会损失一定的气动力,但总体而言,动态干涉是有益的。从双翼气流分离下诱导的后缘涡强度来看,后翼的涡要明显强于前翼。9 m/s以后,蜻蜓滑翔时由前翼承担主要载荷的方式缓慢过渡到后翼,而且后翼翼梢处受载较明显,其最大变形达到16 mm;扭转变形方面：速度一定时,随着滑翔时失速迎角增大,后翼的动态弯扭变形明显强于前翼,验证了蜻蜓翼大迎角下利用后翼机动滑翔的观点。     

后翼上反串置翼无人机气动特性研究

针对未来机体占用空间小并且具有高机动性飞行器的设计需求,提出后翼具有上反角的串置翼布局.采用N-S控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力运输(SST)k-ω两方程湍流模型对以后翼上反角为变量的4组模型进行数值模拟分析.通过理论分析与验证机实验相结合的方法,研究了前后机翼间气动干扰特性以及后翼上反对飞行性能的影响.研究结果表明后翼上反角可避免平飞时前翼尾流对后翼的冲击,保证小攻角时的巡航稳定性.同时分析了由前后翼间持续相互干扰作用造成的不良影响,并提出了解决方案.研究论证了串置翼后翼上反能够替代垂尾起到横航向安定作用,并且通过取消垂直安定面降低了飞行器结构重量和浸润面积产生的阻力.      

某跑车尾翼外形变化对气动升力影响的仿真分析

为研究汽车行驶时,气动升力随着车速的提高,对汽车的操纵稳定性和动力性的影响,研究气动升力的附加装置.以一跑车模型的尾翼为基础,采用一种修正湍流模型的数值计算方法,探讨了外形、攻角、翼面凹坑以及支架形式对尾翼表现的影响.结果表明:后负升力翼产生的负升力与外形和支架形式有很大关系,且随着攻角的增大而增加,而翼面凹坑能起到增加负升力的作用.     

无舵面飞机变弯度机翼承载/变形一体化设计

为通过机翼弯度变化实现对无舵面飞机的控制、改善其气动性能,需要协调结构变形、力学承载和轻质设计三者之间的关系。针对传统机械驱动机构造价高、重量大和智能材料驱动机构承载能力弱的缺陷,通过承载/变形一体化设计方法,充分考虑机翼气动载荷的特点,协调配置机械驱动机构与智能材料驱动机构,结合拓扑优化设计,提出一种无舵面飞机变弯度机翼承载/变形一体化设计方案。结果表明,无舵面飞机可在不同飞行环境下改变机翼弯度以承受多种载荷条件,对提高飞机的飞行性能、飞行效率和适应飞行环境的能力具有积极意义。     

随机谱载荷下无人机机翼外挂物悬挂挂架的损伤容限分析

机翼外挂物悬挂挂架结构的损伤容限分析是确保结构安全、实现预期目标任务的重要内容,目前针对无人机机翼外挂物悬挂挂架的损伤容限分析及研究较少.以大展弦比无人机机翼组合探头挂架为例,进行了机翼外挂物悬挂挂架损伤容限分析.根据机翼组合探头挂架的结构设计特征,建立了挂架的有限元分析模型,通过疲劳载荷工况应力分析确定了疲劳危险点,采用随机编谱方式,获得了分析部位的损伤容限载荷谱.基于断裂力学,采用Runge-Kutta方法来估算裂纹扩展行为,得到了分析部位的裂纹扩展曲线,获得了裂纹扩展特性.分析结果表明,该挂架的分析部位的裂纹扩展寿命为11 615 250次飞行起落,满足预期的剩余强度值设计要求,可根据裂纹扩展寿命制定检查间隔.     

涡轮盘随机结构可靠性研究

摘要：利用有限元软件对转子进行可靠性分析时,转子的结构以及其他设计参数都是以确定量来进行分析的, 不能实现设计参数为随机情况下的可靠性分析。以弹性力学为基础,从转子的微元体出发,推导出离心力和温度场同时对转子系统影响的等厚度和变厚度轮盘任意一点的应力计算式。考虑了转子随机结构尺寸、温度应力、转速和材料强度等参数的随机性,利用应力-强度没干涉模型、积分随机有限元和Gram-Charlier级数方法对转子进行可靠性分析,实现了转子系统随机结构的可靠性计算,且计算精度较高。     

蜻蜓柔性后翅模型的气动效能分析

为探究柔性材料对蜻蜓滑翔时气动特性的影响,通过数值仿真的方法,研究杨氏模量为3800 MPa,泊松比为0.18的三维柔性蜻蜓后翅模型在不同雷诺数和迎角滑翔时的气动效能和气动力作用下的结构变形.结果表明:柔性蜻蜓后翅在气动力的作用下会产生明显的弯曲扭转变形,且变形程度随着雷诺数和迎角的增大而增大,其中该扭转变形会使蜻蜓滑翔的实际迎角减小;由于产生了使迎角减少的扭转变形,使得在迎角为5°～30°滑翔时,升力系数减少了9％ ～45％,失速迎角增大10°以上;小迎角滑翔时,升力系数随速度增大而减小,大迎角滑翔时,升力系数与速度无明显相关性;大迎角滑翔时,在气流分离和柔性蜻蜓翼大角度扭转的作用下,上翼面的负压区向后缘移动,增加了负压区面积,增大了失速迎角,有利于提高蜻蜓飞行时的机动性.可见虽然柔性材料虽然会牺牲蜻蜓滑翔时的气动效能,但有助于蜻蜓高速大迎角飞行,提高了蜻蜓的机动性.