HWB中央机体结构非线性分析与方案优化设计方法研究

作为下一代大型民用飞机最具发展潜力的机型之一,翼身融合布局民机一直以来备受关注;而其非圆截面机身结构承载效率低和稳定性差等问题曾成为制约该机型发展的主要结构设计难题,由波音公司和NASA共同提出的基于PRSEUS的中央机体结构为解决这一难题提供了技术途径。为了深入研究翼身融合布局民机中央机体结构的承载特性、非线性分析方法及其优化策略,本文针对基于PRSEUS的HWB中央机体结构,依据其几何设计要求和复杂载荷特征,建立了高保真有限元模型及其边界、载荷施加方式;依据典型载荷工况,开展了HWB中央机体结构非线性分析;最后,利用多岛遗传优化算法,对HWB中央机体结构进行了方案优化设计。对比已有文献,结果表明:HWB中央机体结构非线性分析方法具有较好的变形分布预测能力;所提出的方案优化设计策略具有一定的工程应用价值。     

驾驶室热舒适性仿真与优化

针对驾驶室热舒适性评估与优化的问题,采用基于Fluent二次开发的用户自定义函数对驾驶室热舒适性进行仿真分析.结合国际热舒适性通用指标预计平均热感觉指数和预计不满意率对驾驶室的热舒适性进行了定量分析,并探究了送风方式和送风温度对驾驶室环境热舒适性的影响规律.结果表明:顶部送风相比于前部送风可以更好地改善驾驶室环境的热舒...     

基于CFD的民用飞机水上迫降动力学仿真研究

针对民用飞机水上迫降动态冲击问题,采用数值仿真方法进行了研究。基于计算流体力学采用雷诺平均N-S方程求解,结合流体体积模型和全流场运动网格捕捉水-气交界面,求解六自由度方程获得飞机的位置和姿态。采用该方法研究了尾吊-高平尾布局飞机的水上迫降过程。结果表明,该方法可以较好地模拟水上迫降的运动和受力,入水早期飞机受到较大水冲击载荷,后体吸力使得飞机抬头,之后随着速度降低吸力减小,飞机逐渐低头并趋于稳定。     

OPTIMIZATION OF FUSELAGE OPENING ZONE OF CIVIL AIRCRAFT

在民用飞机机身上通常布置较多舱门开口,导致机身结构刚度发生急剧变化。为了保证飞机结构刚度以及载荷的传递,本文对机身开口结构的刚度及强度进行了深入研究,明确了开口结构刚度的影响因素,并对开口角度大小及加强结构尺寸进行了优化。以上研究对机身开口结构设计及加强提供了方向和方法,可以用于飞机机身开口结构初步设计阶段。     

民用飞机机身开口区优化分析研究

在民用飞机机身上通常布置较多舱门开口,导致机身结构刚度发生急剧变化。为了保证飞机结构刚度以及载荷的传递,本文对机身开口结构的刚度及强度进行了深入研究,明确了开口结构刚度的影响因素,并对开口角度大小及加强结构尺寸进行了优化。以上研究对机身开口结构设计及加强提供了方向和方法,可以用于飞机机身开口结构初步设计阶段。     

飞机活动翼面的结构布局方法研究

 为探讨飞机活动翼面结构布局方法，提供一种用于结构方案论证时的新方法. 采 用模块化策略作为技术途径，表现为将CAD, CAE和结构拓扑优化组合使用，以UG作为CAD 几何造型平台，以ANSYS作为CAE建模平台，利用``敏度阀值'概念和``约束补偿'措施构 造出一种拓扑优化新算法. 以实际飞机型号作为算例，优化结果与真实的结构布局形式相比 较，能够指出传统设计的不足之处，既验证了建立的物理模型的合理性，又考核了该 优化算法的有效性.     

民机复合材料结构修理容限研究

论文对民用飞机复合材料结构的修理容限进行了研究.在分析相关概念的基础上,根据结构对飞机安全性的重要性对损伤部件进行分类,并用损伤检出概率来衡量损伤程度,对结构承载能力要求进行线性划分.接着在深入分析波音飞机公司修理指标的基础上,提出了修理容限量化的评估指标,为修理方案的制定和优化提供技术依据.最后介绍了结构修理评估及附加检查.     

大型飞机阻力预示与减阻研究

简要说明了大型飞机减阻的重要意义,对国内外大型飞机计算流体动力学(CFD)和风洞实验等阻力预示技术进行了初步的评估和分析,重点论述了大型飞机减阻气动布局及装置、减低诱导阻力方法和减低摩阻方法的研究现状和发展趋势,指出中国需要进一步提高CFD和风洞实验阻力预示技术水平,同时加强对气动布局、优化设计以及流动控制等基础科学技术问题的研究. 对中国发展大型飞机能起到借鉴和参考的作用.     

引入工艺因素的汽车车身部件碰撞仿真分析

采用自主开发的高效快速的逆成形有限元分析方法和网格映射技术,并与碰撞仿真技术相结合,提出了引入工艺因素、又保证设计周期、提高碰撞仿真精度的汽车车身及部件"精细"仿真分析方法.以某轿车中的主要碰撞承载和吸能部件左前纵梁为例,采用一步逆算有限元法和LS-DYNA软件对其进行基于引入工艺因素的碰撞仿真分析.结果表明:为了提高碰撞分析的精度,在汽车车身碰撞仿真中需要采用考虑冲压成形效应的碰撞分析方法,其中影响程度最大的因素是等效塑性应变.     

DYNAMIC MODELING AND STABILITY CONTROL OF FOLDING WING AIRCRAFT 1)

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.     

LARGE EDDY SIMULATION ON THE EVOLUTION AND THE FAST-TIME PREDICTION OF AIRCRAFT WAKE VORTICES

随着我国人民生活水平的提高,航空运输的重要性与日俱增,航班延误问题也日益严重.尾流间隔（保障后机不受前机尾流影响的最小安全间隔）是制约机场效率的关键因素.针对这一工程应用问题,采用大涡模拟方法研究飞机尾涡在大气中的演变特性.研究工作首先发展了飞机尾涡演变的大涡模拟方法,将自适应网格技术应用于飞机尾涡演变的大涡模拟,大幅减少所需的网格量,提高计算效率.提出了升力面尾涡生成方法,在不增加计算量的情况下实现了尾涡卷起过程和远场衰减的组合模拟.在系列算例分析研究基础上,创建了基于大涡模拟计算结果的尾流间隔快速预测系统.该系统可以根据实时大气风场和进出港的前后飞机机型,快速预测并输出所需的尾流间隔.经过与场地测试数据比较表明,在北京市2014年的平均风速条件下,本系统预测的尾流间隔可在现有标准基础上缩减7%~50%,能够有效提高机场容量.     

疏导式热防护在翼前缘中的应用探索

针对高超声速飞行器飞行时翼前缘存在着严重的气动加热问题,为了保证翼前缘的尖锐外形,提出疏导式热防护结构,利用内置高温热管结构为翼前缘提供热防护。采用数值模拟和电弧风洞试验的方法对翼前缘疏导式结构进行了分析,得到翼前缘内置高温热管具有的防热效果。数值模拟结果表明在一定热环境条件下,翼前缘驻点温度下降了304K,尾部最低温度升高了130K,实现了热流从高温区到低温区的疏导,减弱了翼前缘的热载荷,强化了翼前缘的热防护能力。通过电弧风洞试验可以获得相同的热防护结果,并且在一定飞行条件下高温热管可以自适应启动,验证了数值模拟方法的准确性以及翼前缘内置高温热管疏导式热防护结构的可行性。