机翼优化（精选九篇）
机翼优化 篇1
结构重量对飞机重量影响很大[1,2],飞机的结构重量系数通常用来表示结构设计水平。随着飞机航程的加大和电子设备的增多,飞机的载油系数和设备重量系数增大,结构和发动机的重量系数减小,对飞机结构设计提出了更高的要求。统计数据表明,在保证飞机性能的前提下,结构重量减轻1%,可以减轻飞机总重3%～5%,因此,减轻结构重量是飞机设计师的重要使命,也是型号研制成败的关键[3]。
结构优化可以有效地减轻结构重量,在飞机设计中得到了迅速发展[4,5,6,7,8]。结构优化设计可以分为尺寸优化、形状优化、拓扑优化与布局优化[4]。然而,目前航空结构优化研究主要以尺寸优化和形状优化为主,拓扑优化与布局优化很少[4,5,6,7,8]。作为解决布局问题的一种手段,连续体拓扑优化技术目前还不成熟,在国外处于发展时期,在国内处于起步阶段,目前的主要应用对象是简单的桁架结构、经典算例,在航空结构特别是复杂的机翼结构上应用还有一段距离[9]。文献[10,11]提出了使用专家系统、知识库技术等与CAD技术结合起来完成结构初始布局方案的方法,然而该方法对设计人员经验的依赖性很大,专家系统的开发和知识库的建立要求设计人员有着较丰富的工程实践经验,不利于布局优化工作的继续研究和推广。本文从工程应用角度出发,提出了一种工程实用性强的结构布局优化方法。
1 机翼结构布局优化问题及处理策略
机翼结构设计需要解决的首要问题是布局问题,布局的好坏直接影响结构设计的优劣和成败。机翼结构布局优化问题实际上就是对于给定几何气动外形,如何确定纵横骨架的数目与位置以及各组成元件的尺寸,使机翼在满足一定约束下的结构重量最小[4],其简化数学模型可表示如下:
式中,Ai为元件的尺寸设计变量(杆件的横截面积或板的厚度);L为杆件的长度或板的面积;i为元件的组数;γi为该组元件的密度;αi为元件是否存在的拓扑设计变量,αi=0表示该组元件被删除,αi=1表示该组元件被保留;W0为被动元件总重量;W为结构总重量;[σi]和σimax分别为第i组元件的应力许用值和最大值;[ujl]和ujl分别为特定节点j给定方向l上的位移许用值和实际值。
该优化问题存在两类设计变量:拓扑(0/1)变量和尺寸设计变量,在优化中可以对这两类变量分别进行处理,在每一种确定结构布局的情况下分别进行尺寸优化设计,然后根据尺寸优化结果的好坏来选择与之对应的结构布局形式。然而,用这种穷举的思想解决复杂机翼的布局优化非常繁琐,进一步,本文将复杂的布局优化问题分解为拓扑优化问题与尺寸优化问题来处理,在优化过程中两种优化问题相互嵌套、相互耦合,以表示机翼布局的拓扑变量为设计变量,以与布局形式相对应的机翼尺寸优化结果为目标函数,采用特定的优化算法来解决拓扑变量如何取值才能使其所代表的布局形式机翼的尺寸优化结果最小的问题。采用基结构法的思想,在考虑了机翼内置功能部件的布置以后,沿机翼弦向布置足够数目的翼梁,通过删除或者保留某些翼梁产生不同的翼梁布局形式,在删除翼梁时,将该梁单元所对应的材料弹性模量降为原来的千分之一。在本文中,布局优化采用蚁群算法来解决,尺寸优化采用高效的、对设计变量个数不敏感的准则法来处理[12],即对蚁群算法得到的不同布局形式的机翼分别进行尺寸优化设计,并将尺寸层优化结果传递给蚁群算法作为布局层优化的目标函数,以使蚁群算法不断催生出更加优秀的机翼布局形式。
2 基于蚁群算法的0/1优化
蚁群算法[13]是受自然界中蚂蚁群体觅食行为的启发而提出的一种模拟进化算法,自提出以来广泛应用于各类经典组合优化问题,具有较强的鲁棒性、易于实现和与其他算法相结合的特点[13,14]。
2.1 编码
对于包含N根翼梁的机翼翼面结构布局优化问题,优化过程实际上就是确定每根翼梁的取舍问题。对于每根翼梁单元,包括梁缘条、腹板,都有两种选择方式。根据多层城市的TSP问题[14],N根翼梁构成N层城市,每层城市包含2个城市,分别代表翼梁相关单元的有无(0/1)。这里采用整数0/1编码方式,并且规定,每个蚂蚁在每层城市中只能且必须选择1个城市,且沿着城市层数单向移动,这样,当每只蚂蚁走完所有层城市后,将构成N维的翼梁组合向量。所有蚂蚁走过的路线以整数编码串的形式记录在矩阵Tm×N中,其中m为蚂蚁个数。例如:
蚂蚁路经 1 0 0 1 0 1 0 0
布局方案 1、4、6梁构成的三梁布局方案
2.2 算法的实现
(1)首先,对信息素矩阵进行初始化设置。
对于预设最多N根翼梁的翼面结构布局优化设计问题,将信息素矩阵中的所有元素τijk的初始值设为τ0(τ0为常数),将m只蚂蚁随机地放置在第一层城市上,准备完成到最后层城市为目的的各自搜索过程。从第二步开始以后,位于k-1层节点i的蚂蚁在k层城市中按照下式的转移规则选择要走的城市j:
其中,α(α>0)表示路径轨迹的相对重要性,k为下层的城市,q为[0,1]之间的随机数,q0为给定参数(0≤q0≤1),S为根据式(2)给出的概率分布选择下一步要走的城市。
(2)信息素的更新实现过程。
信息素的更新包括局部更新和全局更新两个过程。当每只蚂蚁完成一次搜索过程后,则需要对其经过路经上的信息素进行局部更新,这样可以有效地避免蚂蚁收敛于同一路经,即可以有效地避免收敛于局部最优解。局部更新按照下式进行:
τijk←(1-ξ)τijk+ξ τ0 (3)
i=Tn,k-1,j=Tn,k,n=1,2,…,m,0<ξ<1
当所有蚂蚁完成一次优化过程后,得到包含所有蚂蚁的路径信息矩阵Tm×N,从m只蚂蚁的所经路线进行解码得到相对应的m种机翼布局形式,再对m种不同的布局形式的机翼结构进行准则法尺寸优化设计,得到的优化结果即为该次迭代布局优化蚁群算法目标函数。对于蚁群算法的每次迭代,选出目标函数最优值和最差值及其与之相对应的蚂蚁的所经路径,并对信息素进行全局更新。通过全局更新,可以使最优路径的信息素得到加强,同时最差路径信息素得到减弱,从而引导以后的蚂蚁趋向于选择最优路径。全局更新按照下式进行:
τijk←(1-ρ)τijk+Δτ ρ∈(0,1) (4)
式中,ρ为信息素的发挥系数;Lgb为当前全局最优目标函数值;Lworst与Lbest分别为当前循环中最差和最优目标函数值;ε为常数。
仿生算法中的遗传算法、粒子群算法与蚁群算法用于结构优化时的一个问题就是计算量大,优化效率不高。根据蚁群算法的原理,最后所有的蚂蚁将趋向于最优的路径,因此不同的蚂蚁可能会产生重复的路径。为了提高蚁群算法的优化效率,引入蚂蚁路径数据库用以存储所有蚂蚁所经过的路径信息以及与之相对应的目标函数值。对于每次新产生的蚂蚁路径,首先将其与数据库中已有路径进行比较,如果有相同路径,则直接从数据库中调出该路径所对应的目标函数信息,无须进行尺寸优化;否则,进行尺寸优化,并将该条路径与目标函数信息导入数据库,对数据库进行更新。
3 布局优化流程
以上是采用蚁群算法进行机翼布局优化设计的一次循环过程。在本文中,尺寸优化采用准则法来处理,在MATLAB7.0环境下编写了蚁群算法和准则法优化程序,利用大型有限元分析软件Nastran作结构分析,编写了可以实现修改#.bdf文件、读取Nastran计算结果#.f06文件的相关接口程序。从蚁群算法中得到特定布局的机翼结构以后,通过修改#.bdf文件中某些翼梁的材料弹性模量来达到删除该翼梁的目的,然后采用准则法在此基础上进行尺寸优化设计。由于机翼是一个静不定结构,内力分配符合刚度分配原则,因此,被删除的翼梁的尺寸将被优化至设计变量的最小值,对结构的承载能力可以忽略不计。基于蚁群算法的机翼布局优化设计流程见图1。
4 算例
在某大展弦比机翼的结构设计过程中,发现单纯依靠尺寸优化功能难以达到较低的重量要求,为了最大限度地降低结构重量,对该机翼结构进行布局优化设计。为了更好地说明问题,本文在布局优化设计过程中不考虑机翼内部功能部件的配置,在MSC.Patran下建立了机翼的板杆结构有限元模型(图2),沿着机翼的展向均匀布置了12根翼梁结构,从机翼前缘至后缘依次进行编号,共有节点413个,单元1125个,其中杆元360个,板元765个,整个结构材料属性见表1。
为了进行尺寸优化设计,根据机翼的受力特点,沿机翼的展向将机翼的蒙皮、梁腹板、梁缘条分成7个区域,每个区域蒙皮、梁缘条按照上下翼面分为两部分,一共有拓扑设计变量12个,尺寸设计变量266个。在尺寸优化过程中考虑位移约束和强度约束,采用第四强度理论约束结构的应力。位移约束为翼尖挠度变化不超过展长的5%。取整个机翼结构的总重量为目标函数,应用本文方法进行结构布局优化设计,根据有关资料,蚁群算法各参数取值见表2。为了更好地看出蚁群算法的优点,对该问题同时用遗传算法加准则法进行布局优化设计。优化后两种方法都得到了保存2、5、9号梁的三梁布局方案,此时最小结构重量为332.25kg。蚁群算法与遗传算法的收敛曲线见图3,准则法尺寸优化收敛曲线见图4。
优化结果证明了本文所提优化方法的可行性与正确性。由图3可以看出,与遗传算法相比,蚁群算法的计算量较小,收敛较快。本文遗传算法种群为80,经过42代后收敛,共计算目标函数3360次;蚁群算法蚂蚁数目为30个,经过28代后收敛,计算目标函数共计570次,是遗传算法的25%,特别是蚂蚁路径数据库的引入,避免了52次目标函数计算,约占应计算次数的9.12%。由此可见,蚁群算法在保证全局最优的同时有着较高的优化效率。
5 结论
(1)将复杂的布局优化问题分解为拓扑优化问题与尺寸优化问题来处理,在优化过程中两种优化问题相互嵌套、相互耦合,既大大降低了问题的难度,又保证了优化结果的可信度。
(2)采用基结构法将拓扑优化问题转化成0/1规划问题来处理,与其他连续体拓扑优化方法相比,该方法立足于成熟的有限元技术及成熟的尺寸优化设计方法,结果更加可靠。
(3)将用于多层城市TSP问题的蚁群算法应用于解决本文0/1规划问题,并引入蚂蚁路径数据库以避免重复的目标函数计算,与传统的遗传算法相比,效率大大提高,且易于实现。
(4)在实际工程设计过程中,机翼布局要考虑整体油箱、起落架等的布置,因此机翼数目与位置的选择裕度比本文算例要小,只需在一定空间范围内布置基结构,设计空间相应降低,因此本文所提布局优化方法的实际应用效率与结果精度特别是翼梁位置精度还会有所提高。
摘要：提出了一种工程实用性强的飞机翼面结构布局优化方法。将机翼布局优化问题分解为拓扑优化与尺寸优化两个优化子问题来处理:尺寸优化采用成熟的准则法来处理;根据基结构法思想将拓扑优化转化为N根翼梁的0/1规划问题,并采用改进的蚁群算法来处理。为了加快蚁群算法的进化速度,避免重复计算,引入了蚂蚁路径数据库。算例结果表明:改进的蚁群算法有较高的效率;所提结构布局优化方法减重效果明显,是可行和有效的。
机翼优化 篇2
基于高精度模型的机翼气动结构多学科设计优化方法
利用低自由度协同优化方法对轻型飞机机翼进行了气动/结构多学科设计优化,气动和结构两个子系统实现了并行,其中气动分析采用CFD软件Fluent,结构分析优化采用有限元软件MSC.Patran & Nastran.建立了基于Catia、Gambit和Fluent等通用软件的气动自动化分析模型.提出了利用三系数四次响应面模型拟合机翼上的`升力分布以实现不同子系统并行和气动力的传递.以气动自动化分析模型和三系数四次响应面气动载荷分布模型为基础,提出了面向高精度气动分析的气动分析代理模型的建立方法.机翼优化结果表明LDFCO/V1方法可以成功地利用高精度模型实现机翼气动/结构多学科设计优化.
作 者：刘克龙 姚卫星 LIU Kelong YAO Weixing 作者单位：南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京,210016刊 名：中国科技论文在线英文刊名：SCIENCEPAPER ONLINE年，卷(期)：20083(10)分类号：V221.2关键词：多学科设计优化 协同优化 低自由度协同优化 高精度模型 机翼
机翼整体结构油箱设计 篇3
1.1 整体油箱结构形式
整体结构油箱是主承力部件之一,是飞机机翼结构的重要组成部分。机翼整体结构油箱作为机翼的一部分,主要为飞机提供升力,2 号、6 号加强肋安装内襟翼滑轨,10 号、16 号加强肋安装外襟翼滑轨。整体结构油箱还是发动机的安装基础。
1.2 整体油箱结构布局
1.2.1 设计要求
第一,整体结构油箱满足强度、刚度设计要求。第二,整体结构油箱满足损伤容限设计要求。第三,满足机翼前缘、襟翼、发动机舱、襟翼舱的安装要求。第四,满足方便安装、拆卸的使用要求。第五,满足重量要求。第六,满足工艺要求。
1.2.2 结构布局
1.2.2.1 翼梁
翼梁包括前梁和后梁,前梁与后梁的基本结构形式相同。前梁位于机翼15%弦长处(平直段为过该点的X平面),后梁位于机翼60%弦长处(平直段为过该点的X平面)。前、后梁沿展向分为2 段,分别在7~8 肋对接(8 肋为机翼外形转折处)。
前、后梁分别由上下缘条、腹板和加强角材组成,外翼大梁与中央翼大梁为可拆卸连接,通过在0 肋处上下两个接头对接,上下连接螺栓传递轴向力,中间的几个连接螺栓传递剪力。缘条、腹板及加强角材间用铆接连接,梁缘条及梁腹板在转折处对接,缘条和腹板分离面错开。
梁缘条采用整体机加制造, 上缘条材料7050T7451,下缘条的材料2024T351。前后梁缘条的截面积依据载荷向翼尖分2 段递减。0~8 肋截面积由390mm2逐渐减为276mm2,8~18 肋截面积由276mm2逐渐减为188mm2。
梁腹板材料为2024T3。沿展向腹板分为2 段,2 段的厚度分别为:0~8 肋处厚度为2.032mm;8~19 肋厚度为1.6002mm。
为提高翼梁腹板的稳定性,在相邻两个肋之间均布2 个加强立柱,加强立柱为7075T76 铝合金型材,与腹板、缘条铆在一起,立柱与梁腹板为胶接结构。翼梁在7~8 肋对接,缘条采用对接形式,使用机加对接角材双搭接连接。腹板采用对接形式,在腹板的内侧使用连接板连接,腹板阶差使用垫片补偿,连接板搭接长度至少保证能铆接2 排铆钉。
1.2.2.2 上下板件
长桁沿机翼展向等百分比布置,在根部下板件均布9 根长桁,由前梁至后梁依次为1~9 长桁;上板件有12 根长桁,施工、维护、检查通道在上翼面5~8 长桁,为非受力口盖。板件沿展向分成2 段,0~10 肋为整体机加板件,10~18 肋为胶接蒙皮。上板件材料为7050T7451。下板件材料为2024T3、T351。下板件在翼根靠近端肋处以及在油箱外端靠近密封肋处制Φ6mm漏水孔。在结构油箱消耗隔舱段内的长桁立筋根部制长圆形通孔,保证尽可能减少不可用燃油的数量。为使蒙皮获得最大限度的材料连续性以减轻结构重量,上、下翼面板件沿展向分2 段(10 肋处对接)。板件蒙皮的厚度根据强度、刚度、疲劳寿命和结构开口及端部加强进行综合考虑,同时参考同类机种、相似结构飞机蒙皮的厚度。
1.2.2.3 中段翼肋
外翼基本肋距为320mm。单侧外翼共18 个肋(0 号肋为中央翼端肋)。在弦向有集中载荷处布置加强肋。弦向有集中载荷处为:襟翼滑轨安装肋、发动机舱安装肋,使用7050 T7451 铝合金制造。2~18 肋间是整体油箱,2~5 肋是消耗隔舱,2、18 肋是整体油箱密封端肋,油箱端肋2、18 肋为整体机加肋,肋使用7050T7451 铝板制造。半密封肋(5 肋)位于整体油箱内部,能阻止燃油沿展向快速流动,同时也可在每个油箱段的内端形成重力供油腔。用补片封闭长桁通过口,并使用HM109 密封剂进行缝外密封。由于机翼根部长桁轴力很大,为保证长桁连续,2 肋与上下板件连接通过机加角盒连接,长桁通过处使用密封补片进行密封,在整体机加肋腹板上制燃油管接嘴通孔处均采用加厚的方法进行加强。18# 肋处由于长桁轴力较小,便于连接,采用长桁对接、密封肋连续的结构形式。
2 密封
2.1 密封材料
密封材料的选取:HM-109 系列改性聚硫密封剂;SKYFLEX系列飞机密封件。
2.2 基本密封规定
铆钉墩头尽量放在整体油箱内表面,以提高密封性能,整体油箱上的铆钉,特别是全胶接结构上的加强铆钉应尽量采用压铆。应尽量将螺栓头放在整体油箱内表面一侧,以便于进行密封,凡整体油箱内表面上的螺栓头和螺母,用涂密封胶的方法进行密封。凡在油箱壁板和前、后梁腹板上安装接头、角材或剪力片时在连接之前均需要在夹层内先涂密封胶,然后进行铆接或螺接,连接后沿零件边缘涂边缝密封胶进行边缝密封。
3 结语
整体结构油箱的主要功能是为飞机提供升力和燃油,通过自身的受力关系把飞机联系在一起,因此不可避免的存在一些设计过程中难以协调的问题。为此采用并行设计方法,结构设计、强度分析与工艺准备同步进行,成功研制了整体结构油箱。
机翼颤振可靠性分析 篇4
机翼颤振可靠性分析
迄今为止,飞机设计中的颤振分析还只是在确定性的领域内进行.事实上,对于同一型号的一批飞机, 虽然制造的依据是同一份设计图纸, 但由于选用材料机械性能的偏差,零、部件加工的`公差和装配工艺差异等因素,使机翼的结构刚度和惯性分布具有一定的随机性.这种随机性可以从同一批飞机的地面振动试验测得的固有频率、振型和阻尼的分散性看到.由于飞机结构必须设计得尽可能地轻, 有关规范允许的安全系数仅为1.15.所以机翼颤振的可靠性分析显得十分必要.
作 者：刘英卫 陈奎林 郑冬青 Liu Yingwei Chen Kuilin Zheng Dongqing 作者单位：洪都航空工业集团飞机设计研究所,南昌,330024 刊 名：航空学报 ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA 年，卷(期)：1998 19(4) 分类号：V2 关键词：能量法分析二元机翼颤振的机理 篇5
颤振是一种复杂的物理现象, 对于其物理本质, 目前国内外几乎所有的气动弹性教材也只是作了简要的定性分析或描述, 即使对于线性颤振问题其机理的表述也不甚清楚, 非线性颤振是国内外的研究重点, 研究的成果非常丰富, 但对于产生非线性现象的机理分析却几乎没有。由于对复杂非线性气动弹性现象的机理缺乏完整的理解, 在目前的工程界对于非线性气动弹性问题主要解决途径还是尽力降低非线性程度, 加大安全系数, 利用线性分析手段进行处理。这种方式对较弱的非线性问题是有效的, 但这种以提高安全余量保证飞行安全的方法与减轻结构重量提高结构效率的优化设计是背道而驰的。因此, 开展线性及非线性气动弹性现象的机理研究显得十分必要。
事实上, 颤振作为一种自激振动, 属于结构动力响应的范畴, 因此, 气动弹性系统的稳定性问题可以用自激振动的稳定性理论进行分析。从能量的观点出发, 结构振动的稳定性取决于能量的输入与耗散的相互关系。若振幅偏离稳态值时, 能量的增减能促使振幅回至稳态值, 则平衡状态稳定, 反之, 平衡状态不稳定。当然, 对于气动弹性系统而言, 影响系统稳定性的因素并不是系统的振幅, 而是来流速度。综上所述, 本文从能量的观点首先探讨了基于定常气动力的二元气动弹性系统发生颤振的机理, 以便为研究非线性气动弹性现象的机理做铺垫。
模型介绍
图1所示的是一个单位展长的二元机翼的剖面图。机翼的半弦长为b, 刚心E距离翼弦中点为ab, a为翼弦中点到刚心的距离占半弦长的百分比, 刚心在翼弦中点后时, a>0。机翼的运动由刚心的浮沉位移h和机翼的绕刚心的俯仰角位移为a (迎风抬头为正) 来描述。
二元机翼的运动微分方程为:
式中, L与M为气动力与气动力矩, 为了讨论方便, 本文使用定常气动力进行分析, 单位展长的二元机翼受到的定常气动力为:
其中, r为空气的密度, V为来流速度, e为气动力中心到刚心的距离, 其表达式为e= (0.5+a) b。
为了使用图线形象地展示, 这里取一个典型的模型进行分析, 模型的几何及物理参数为:
该气弹系统的颤振速度VF=23.39m/s。
来流速度等于颤振速度
从颤振的定义与现象可知, 当来流速度达到颤振速度时, 系统的运动为单频的周期运动, 假设系统的运动为:
沉浮方向的输入能为:
俯仰方向的输入能为:
系统的输入能为:
沉浮方向的耗散能为:
俯仰方向的耗散能为:
系统的耗散能为:
当分别讨论系统中的沉浮自由度和俯仰自由度的能量时, 这里还需介绍惯性力做的功。
惯性力对沉浮自由度做的功为:
惯性力对俯仰自由度做的功为:
当t=Tz (Tz为运动周期) 时, 式 (5) 、式 (6) 、式 (8) 、式 (9) 、式 (11) 和式 (12) 的表达式化简为:
式 (14) 表明, 一周期内, 俯仰方向的气动力对系统做功为零, 也就是说, 该自由度的气动刚度起到了减弱结构刚度的作用。式 (17) 和式 (18) 表明一周期内惯性力对沉浮自由度和俯仰自由度做功互为相反数。
颤振作为一种自激振动, 从能量的观点出发, 自激系统只有系统的输入能和耗散能满足相等的关系才能产生周期运动。由系统输入能等于耗散能可以得到:
对于系统中的沉浮自由度和俯仰自由度而言, 其各自的输入能和耗散能也应该满足相等的关系。以俯仰自由度为例, 由于该方向的气动力在一周期内对系统做功为零, 因此, 该方向的输入能由惯性力对其做的功来提供, 即Echa为俯仰方向的输入能, 由此得到:
将式 (4) 代入方程 (1) 的第一个方程, 整理得:
若方程 (21) 有解, 则:
联立求解由式 (19) 、式 (20) 、式 (22) 和式 (23) 组成的方程组即可得到相应的解。
当V=VF时, 上述方程组的解是:
由于方程 (1) 稳态解的解析表达式较难求得, 为了验证上述结论, 本文将用数值法求解系统的稳态解。
当V=VF, 初始条件为h0=0.1, a0=0.1时 (注:为了讨论方便, 初始速度均为零) , 用数值法求得系统的响应, 选取稳态周期运动的数据进行函数拟合。选取数据的原则是使浮沉方向的位移从0开始, 并将时间更新至从0开始, 如图2所示。
拟合的函数形式为:
y=y0+Asin[pi (x-xc) /w]
拟合的结果如表1和表2所示。
所以, 拟合的沉浮方向与俯仰方向的响应函数分别是:
综上所述, 当系统发生颤振时, 气动力通过沉浮自由度给系统输入能量, 由于系统存在惯性耦合, 两自由度间的能量转换靠惯性力做功来实现, 惯性力对俯仰自由度做的功充当了该自由度的输入能, 而惯性力对沉浮自由度做的功充当了该自由度耗散能的一部分, 当系统以及子系统各自的输入能和耗散能满足相等的关系时, 颤振发生了。
值得指出的是, 式 (13) 和式 (14) 表明系统的输入能是运动振幅和相位差的函数, 式 (15) 和式 (16) 表明系统耗散能是运动振幅和振动频率的函数, 当系统在颤振速度下作周期运动时, 两个自由度间必须维持一定的相位差才能保证系统做的是周期运动。
另外, 由于气动弹性系统并非保守系统, 系统的机械能不是一个常数。下面本文将从整个系统和俯仰自由度出发, 讨论一下机械能、输入能和耗散能之间的关系。
系统的机械能为:
俯仰自由度的机械能为
系统的机械能、输入能和耗散能随时间的变化如图3所示。图3表明, 当二元机翼发生颤振时, 系统的机械能周期变化, 并且系统的输入能和耗散能在t=n Tz/2 (n=0, 1, 2, ……) 时是相等的, 即在半周期内系统的输入能等于系统的耗散能。
另一方面, 图3的Esum-Ein+Edis这条曲线是一个常数说明系统的机械能、输入能和耗散能满足如下关系式:
对于俯仰自由度, 其机械能、惯性力对其做的功以及耗散能随时间的变化如图4所示。
图4表明, 俯仰方向的机械能是周期变化的, 在t=n Tz/2 (n=0, 1, 2, ……) 时, 惯性力对俯仰自由度做的功和耗散能是相等的, 并且Esuma-Echa+Edisa这条曲线是一个常数, 这说明俯仰自由度的机械能、输入能和耗散能也满足式 (28) 的关系。
来流速度不等于颤振速度
若来流速度小于颤振速度, 响应是收敛的;若来流速度大于颤振速度, 则响应是发散的, 也就是说, 当来流速度不等于颤振速度时, 系统的响应函数包含指数成分, 在这种情况下, 系统的解的解析表达式较难求得, 这也造成了与解有关的一些计算难以进行, 如能量的计算。然而, 用数值法对运动方程进行直接求解则可以克服这些弊端。下面本文将用数值法来计算当来流速度不等于颤振速度时系统的各种能量, 进一步探讨二元机翼发生颤振的原因。
系统的输入能为:
系统的耗散能为:
在数值法中, 式 (29) 中的表示的是α与h (5) 的离散数据的乘积在[0, t]区间上的积分, 其他的积分项含义以此类推。
来流速度小于颤振速度
当V=20.0, 初始条件为h0=0.1, a0=0.1时, 用数值法求得系统的响应, 如图5所示。
通过对图5的响应曲线进行傅里叶分析, 结果表明, 沉浮方向是单频振动, 而俯仰方向是多频振动, 该方向的频率除了自身的固有频率外, 还包含了沉浮方向的振动频率。
系统的机械能、输入能和耗散能随时间的变化如图6所示, 图6说明当系统的来流速度低于颤振速度时, 系统的输入能小于耗散能, 以致系统的机械能不断减少, 最后系统的响应收敛至平衡位置。另一方面, 系统的机械能、输入能和耗散能满足式 (28) 的关系。
来流速度大于颤振速度
当V=25.0, 初始条件为h0=0.1, a0=0.1时, 用数值法求得系统的响应, 如图7所示。通过对图7的响应曲线进行傅里叶分析, 结果表明, 沉浮方向和俯仰方向是同一频率的单频振动。
系统的机械能、输入能和耗散能随时间的变化如图8所示, 分析表明当系统的来流速度大于颤振速度时, 系统的输入能大于耗散能, 以致系统的机械能不断增加, 从而使系统的响应发散。Esum-Ein+Edis这条曲线是一个常数体现了系统得机械能、输入能和耗散能也满足式 (28) 的关系。
结语
本文从能量的观点分析了二元机翼不同时刻的机械能以及不同时间区间系统的输入能、耗散能, 以探讨二元机翼发生颤振的机理, 得到的结论如下。
1) 当系统的输入能等于耗散能时, 系统发生颤振;当输入能小于耗散能时, 系统的响应收敛至平衡位置;当输入能大于耗散能时, 系统的响应发散。
2) 当系统在颤振速度下作周期运动时, 两个自由度间必须存在一定的相位差才能维持系统的周期运动。当一个系统的系统参数确定了之后, 该系统的颤振频率、两自由度的相位差及振幅比也就确定了。
仿生机翼流场的数值模拟 篇6
关键词：机翼,计算流体力学,仿生,减阻,数值分析
1 概述
长期以来,人们一直在寻找减小粘性流体流动阻力的方法。自然界的生物体已有40亿年的进化历史,其中存在很多的巧妙的原理与结构。从仿生学角度出发,寻求减小粘性流体的阻力是一种简单、绿色环保的有效方法。
座头鲸的胸鳍非常独特,胸鳍前缘有巨大的圆形凸起和节结。座头鲸虽然体积庞大,但动作敏捷。本文在前人对座头鲸特殊的胸鳍实验研究基础上,对NACA63-210机翼的前缘做了类似座头鲸胸鳍前缘“节结”设计,并采用专业流体分析软件FLUENT,对仿生机翼流场进行数值模拟。
2 CFD前处理工作
2.1 模型的建立及离散化
运用PRO/E中基于NURBS方法建立三维机翼模型,如图1,机翼弦长为0.1m,机翼翼展为0.4m。仿生机翼最大弦长在机翼展长0.12m处和0.28m处,弦长为0.11m;最小弦长在机翼展长0.04m、0.2m和0.36m处,弦长为0.09m。利用Gridgen生成计算网格,为保证两翼计算可比性,在计算中建立相同的计算域和网格结构,生成的网格数为122×127×77。在翼面前后缘附近进行了加密。流场区域沿翼弦方向向前取8倍弦长,向后取11倍弦长。
2.2 边界条件
流场分析时认为流场稳定,各参数不随时间变化;流体为不可压缩流,密度和粘性等物理性质不随时间变化。采用速度入口边界和无滑移固体边界条件。假设自由来流的空气密度ρ=1.225 kg/m3,空气粘性系数μ=1.7894×10-5 N·s/m2,选取雷诺数1.5×105流动状态,分别计算00、30、40、50、60、80攻角的气动特性。
3 计算结果
与标准机翼相比,仿生机翼升阻比除在0°减小外都增大,最大的升阻比增加率达到17.7%。如表1。
4 机理分析
如图2,仿生翼在0.2m处剖面的上表面机翼中前部的吸力最大,吸力减小的曲线较陡,减小较快,产生了较大的逆压梯度;在0.24m处的剖面上,上表面机翼中前部吸力变化快慢趋势基本一致,只是后缘的逆压梯度比标准翼大;在0.28m处的剖面,压力变化曲线比较平缓,逆压梯度最小,也只有在翼后缘逆压梯度才迅速增大。
仿生机翼的前缘有凹凸分布,凸出的机翼部分,则在上下压力差的作用下,流体从下表面绕过凸出的机翼部分两侧,翻转到上表面,因此在下表面产生向外的横向速度分量,而在上表面则正好相反,产生向内的横向速度分量。因而在凸出机翼部分两侧产生附着涡和延伸到尾流区的自由涡。涡的影响,使得有凸的机翼部分沿翼弦方向有效攻角减小,不容易发生气流分离;而在有凹的机翼部分沿翼弦方向的有效攻角增大,使得容易发生气流分离。从计算结果看,即使是在弦长和标准翼相同的地方,与标准翼相比较,也不容易发生气流分离,这是仿生翼升阻比增大的主要机理。
参考文献
[1]Fish F,Lauder G.Passive and active flow control by swimming fishes and mammals[J].Annu.Rev.Fluid Mech.,2006,38:193-224.
[2]Miklosovic D,Murray M,Howle M,et al.Leading-edge ay stall on humpback whale(Megaptera novaeangliae)flippers[J].Physics of Fluids,2004,16(5):39-42.
民机翼吊式短舱参数化造型设计 篇7
民机翼吊式短舱属于外挂式气动布局[1]。研究其参数化设计的任务是短舱主体的参数化设计和挂架的参数化设计,国内外都有相关这两个方面的研究[2,3,4,5,6],文献[2,3,4,5,6]主要介绍短舱主体、挂架的设计方法。笔者的参数化建模是基于研究短舱主体、挂架的截面形状和分布规律提出的[7,8]。曲面相交问题是参数化造型研究的问题之一。曲面、曲面相交的通常算法是几何分割和数值追踪。前者的困难在于交线段的排序,后者的方法易导致结果的不适定性[9]。现采用的方法是将Nurbs曲面与Nurbs曲面相交问题分解成Nurbs曲线与Nurbs曲面相交,求得被分割后的曲线并重构,最后由一组Nurbs曲线重新构成Nurbs曲面。方法简单且能够满足翼吊式短舱参数化造型对精度的要求,对参数化造型问题该方法具有一定的通用性。
1 翼吊式短舱的参数化建模
民机翼吊式短舱的建模可分解成单体短舱建模和挂架建模。如图1所示,完整的翼吊式短舱模型是由各单体模型之和剔除相交的多余部分组成的。
1.1 单体短舱参数化设计
单体短舱的参数化设计包括单体短舱截面的参数化设计和截面的分布设计[7,8]。在分布设计上,采用轴对称分布。因此单体短舱的设计关键就在于截面形状的设计。截面形状的设计可分解为唇口型线的设计和尾部型线的设计。截面形状的唇口部分即可以为1.1.1的外形,也可以为其他的曲线外形,如图14所示的圆弧造型形成的尖角外形(方法是采用圆弧代替短舱唇口外表面型线,因而形成尖角)。
1.1.1椭圆唇口型线设计
椭圆唇口截面型线如图2所示。式(1)和式(2)式描述的是1/4椭圆唇口的截面造型函数[2,6]。已知量有Rnm:唇口段最大直径;Rni:唇口内段最小直径;Ln:外唇口段长度;Lni:内唇口段长度;Rn0如图所示。待求量为rn(即yn)。通过式(1)和式(2)就可以确定短舱单体唇口截面形状。
外表面型线,图2对应的Ln段。
undefined
内表面型线,图2对应的Lni段。
undefined
1.1.2尾部型线设计
尾部造型采用一段圆弧设计(图3)。型线用式(3)表示。描述随的变化规律,式(3)中其他参数的意义如图3所示。式(3)描述了短舱后段的截面形状。
undefined
其中: xnm=Ln
1.2 挂架参数化设计
挂架的参数化设计分为挂架截面的参数化设计和截面沿高度方向上分布规律的设计。
1.2.1挂架截面参数化造型
挂架截面的参数化设计是将压缩挂架(如12% 厚度压缩挂架(A) [11])截面沿y/c(c表示弦长)的最大位置断开,如图4所示。其中平直段的长度是可变量。
1.2.2挂架截面垂直分布
图5为挂架截面垂直分布规律。挂架的前缘部分是挂架截面型线Ⅰ段沿直线L1平移形成的,挂架的后缘部分是挂架截面型线Ⅱ段沿直线L2平移形成的。其中αp表示L1与水平面的夹角,βp表示L2与水平面的夹角,hp为挂架的高度,cw为挂架上部的长度,cn为挂架下部的长度。要保证hp足够,这样才能确保挂架与机翼、短舱主体的完全相交。
2 面面相交、融合等问题
2.1 面面相交
单体短舱和挂架、挂架与机翼的相交,核心问题都是面面相交。如图6所示,将Nurbs曲面的离散数据存储于n×m的矩阵中。该曲面既可沿u向分解成m条Nurbs曲线,又可沿v向分解成n条Nurbs曲线。如图6所示,当曲面Surf1与Surf2作相交运算时,取Surf1的第i(0≤i≤n≤-1)条u向Nurbs曲线与Surf2相交,交点Ai。求得被Surf2分割的两条Nurbs曲线Line_i和Line_i_。若Line_i有用,将Line_i按n段进行重构(可根据需要定义重构的节点数目)。由上述方法可获得一系列的Nurbs曲线,再由这些离散曲线构成相交后的Nurbs曲面。
2.2 面面融合
理论上2.2.1节提供的方法已经解决了面面相交的分割处理,(原文:通过2.1节的方法,能够实现面面相交。)但在实际的程序实现过程中会遇到以下两个问题:
第一个问题是每进行一次相交运算或曲线重构,就有可能引起两张曲面相邻边的参数不一致,这是由于误差引起的。而在Gambit的曲线融合命令中,使用的精度为10-6(即:当两条曲线对应的离散点误差≤10-6时,认为两条曲线重合)。处理此类问题的方法是相邻边的替换,即直接将一条边的参数拷贝到另一条边。
第二个问题是要保证边线与曲面相交。如图7所示,当需要求解Surf1与Surf2相交余下的Surf1部分时,若Surf1沿u向的第0或第n-1条曲线与Surf2不相交,则,相交运算返回交点不存在。为了求交,人为的在Surf2边缘添加一个窄面Surf3,这样就能够保证求交运算的顺利进行,图示的交点为A0。Surf3的形成方法是Surf2面对应的Nurbs曲线延伸得到。
3 程序架构
程序采用C++语言。造型程序按照图8的顺序由左向右层进行。在WBPN_Project类里定义比例尺、相对坐标原点、平移量、旋转角度等基本的参数和平移、旋转、面面相交等基本工具。Wing,Pylon,Nacelle类里定义截面的参数化造型和曲面形成方法所需的参数,如角度、高度等参数以及曲面的形成函数。JoinWP和JoinPN两个类主要是完成机翼与挂架、挂架与单体短舱的相交运算。接下来WPN_GT_out是对参数化造型形成曲面的输出。定义两个输出接口。Gambit接口的文件格式能够导入Gambit软件生成物面形状,以下的算例是文件导入Gambit并完成预处理,应用Fluent6.3数值模拟的结果。Tecplot显示是为了直接观察造型效果预留的接口。
4 实例分析
4.1Langley风洞试验模型[10]单体钝头短舱参数化造型
采用1.1单体短舱的造型方法。唇口部分外表面型线是从前缘点向后到最大直径处的1/4椭圆,轴对称。对应的参数如表1。
图9为试验模型的采样点与使用表1参数和式(1)获得的参数化曲线对比图。从图中看出两者基本一致。
从试验模型的压力系数与参数化造型模型的压力系数(0.2M,功角0°;Fluent6.3 SA模型数值模拟)对比可知,试验模型和参数化造型基本上没有气动性能上的差异。试验模型的阻力系数为6.8616e-04、参数化造型的模型阻力系数为6.8948e-04,基本没有差别。
4.2Langley风洞试验模型[10]的参数化造型
以下对文献[10]的翼吊式短舱钝头模型和翼吊式短舱尖头模型分别参数化造型并比较数值计算结果。翼吊式短舱参数化造型程序生成完整的模型需2min左右(CPU P4主频3.0G)。图11～图14为Blunt钝头模型和Sharp尖角模型的Gambit截图。局部放大的图13和图14反映了Blunt钝头模型和Sharp尖角模型唇口的造型特点。
图15～图18为Blunt钝头模型与Sharp尖角模型数值模拟的压力分布与试验值的对比图。EXP表示试验数据,CAL表示数值模拟结果。Upper表示机翼上表面,Lower表示机翼下表面。0.2M/Blunt/Nacelle/ 90表示0.2M数下(Blunt)钝头模型短舱水平截面的压力分布数值模拟与试验数据对比;0.2M/Blunt/ Wing x/c=0.5表示沿翼展方向x/c=0.5截面的压力分布数值模拟与试验数据对比;0.2M/Sharp/ Pylon/ z/c=0.08表示0.2M数下(Sharp)尖角模型挂架高度z/c=0.08截面的压力分布数值模拟与试验数据对比。c=25.4cm。
图11和图12的模型与Langley风洞试验模型一致。两个模型的短舱主体、挂架的参数化设计都达到预期的效果。图13～图16显示参数化造型生成的模型与试验模型的压力系数在对应位置上也基本一致。翼吊式短舱的参数化造型取得较好的效果,参数化生成的模型与参照的模型符合很好,气动性能与试验数据对比良好。
5 结论
1) 翼吊式短舱的参数化造型与参照的模型外形符合得很好。经模型的数值模拟,气动参数也一致,证明了该参数化造型设计方法的可行性。
2) 运用曲线与曲面求交算法来解决曲面、曲面相交的问题,避免了几何分割和数值追踪法来求解交线遇到的困难。
3) 翼下短舱参数化造型程序提高了翼下短舱设计的效率。参数化造型程序生成完整的模型,在现有的计算机配置下约2min左右,而使用Gambit只作壁面就会花费较多时间,具有一定的工程应用价值。
摘要：参数化设计大大提高了民机翼吊式短舱设计效率。使用Nurbs曲线与曲面相交的方法解决了曲面、曲面相交问题。程序实现民机翼吊式短舱的参数化设计,并实例验证该方法的可行性。
关键词：参数化设计,民机,翼吊式短舱,相交
参考文献
[1]飞机气动布局设计[M].北京:航空工业出版社,1997:1107;1022;1028.
[2]Dinesh A Naik.Experimental study of pylon geometries for trans-port aircraft.AIAA1992-0153.
[3]Langley M J.The design of axisymmetric cowls for podded na-celles for high by-pass.ARC R&M No.38461979.
[4]王修方.涡扇发动机动力短舱的设计[J].民用飞机设计与研究,1998(1):84-126.
[5]沈克扬.涡扇发动机短舱的气动设计方法[J].民用飞机设计与研究,1992,4.
[6]赵鹤书.飞机进气道气动原理[M].北京:国防工业出版社,1989:26-84.
[7]Brenda M.Kulfan.Universal parametric geometry representation method.Journal of Aircraft,2008,45(1).
[8]Brenda M,Kulfan,John E,et al.fundamental parametric geom-etry representations for aircraft component shapes.AIAA2006,6948.
[9]关履泰,逯峰,杨朝霞.利用投影的方法求曲面-曲面相交[J].中山大学学报,2000.
[10]John R,Carlson,William B,et al.An experimental investiga-tion of nacelle-pylon installation on unswept wing at subsonic and transonic speeds.NASA Technical1984:2246.
某型飞机机翼弯曲变形的仿真计算 篇8
某型飞机控制系统中装有机械备份的钢索传动装置[1], 当其在飞行过程中因受到气动载荷使得机翼产生弯曲变形, 尤其是大型飞机的机翼, 会有较大的变形量。机翼的弯曲变形会对装在机翼中的钢索传动装置的正常工作造成影响, 因此, 研究者有必要在地面模拟一侧机翼弯曲状态, 以此来分析对钢索传动装置的影响。
本研究建立机翼的简化模型, 以等宽、等厚、等截面的悬臂梁作为模拟机翼, 推导任意n点等截面悬臂梁的力与挠度方程组, 并考虑了梁上钢索操纵力与梁自身重量对模拟机翼挠度的影响, 通过力与挠度方程组推算得到当有10个点作用在模拟机翼上时, 机翼的挠曲状态最接近实际的挠曲状态, 并计算得到10个作用点的坐标和作用力的大小。最后在CATIA中, 利用得到的10个作用点坐标和作用力的大小对模拟机翼进行有限元分析, 以验证计算的合理性。
1 模拟机翼横梁作用力计算
1.1 模拟机翼简化模型
由于应用背景为分析机翼弯曲变形对机翼中钢索传动装置正常工作的影响, 而本研究主要是模拟机翼的真实弯曲变形情况, 进行机翼弯曲变形的仿真计算, 实际应用中等宽、等厚、等截面的悬臂梁又易于加工, 因此本研究将模拟机翼设计为等宽、等厚、等截面的悬臂梁[2]的简易模型[3,4], 其作用原理如图1所示。
h—梁的厚度;l—梁的长度;Fi (i=1, 2, 3⋯, n) —作用点的作用力; ( (yi, zi) , i=1, 2, 3⋯, n) —作用点的坐标;z (y) —梁的挠度, 方向平行于z轴向上。
图1中, 建立了y, z直角坐标系。梁在弯曲变形后轴线在坐标平面内的函数表达式称为梁的挠度曲线方程, 用z=z (y) 描述[5]。
假设:
(1) 悬臂梁为等宽等厚度等截面, 宽度为b, 厚度为h。
(2) 共有n个力作用点, 作用点的坐标分别为 (yi, i=1, 2, …, n) , 对应的挠度分别为 (zi (yi) , yi-1
求:当 (yi, zi (yi) , i=1, 2, ⋯, n) 为希望值 (yi, ẑi, i=1, 2, ⋯, n) 时, 对应的 (Fi, i=1, 2, ⋯, n) 。
1.2 多点力悬臂梁挠度计算
当有n个作用点时, 弯矩与挠度为:
式中:Mi (y) —弯矩;zi (y) —挠度;φi—机翼挠曲面与横截面偏角;Fj—第j作用点上的作用力;EI—梁的弯曲刚度;C, D—常数。
边界条件为:
任意n点等截面悬臂梁的力与挠度方程组为:
其中:
设当yi-1
其中:
2 模拟机翼设计
2.1 钢索操纵力影响分析
试验过程中, 钢索的操纵力变化可达200 N, 假设其作用在模拟机翼的末端, 受力情况如图2所示。
T—钢索的操纵力, d—T与梁表面的垂直距离。
末端挠度公式为:
且:I=bh3/12。
式中:T, d, y, E—已确定值;B—梁的宽度, 已知;h—梁的厚度, 未知。
取:T=200 N, d=200 mm, E=2×1 011 Pa, b=0.5 m, y=20 m。
当h=30 mm时, z=35.56 mm;当h=40 mm时, z=15 mm;当h=50 mm时, z=7.68 mm。
实际应用中, 在模拟机翼挠曲变形后, 钢索作用力方向会改变, 其对悬臂支点的力臂会减小, 所造成的挠度影响小于上述计算值。
2.2 变形量与作用点的作用力
首先本研究通过对飞机数模进行计算, 获得真实机翼的挠曲挠度值, 可以得到梁上期望点的挠度和角度。模拟机翼是一个悬臂梁, 由于选用等宽、等厚、等截面的梁, 利用公式 (4) 来求已知挠度的作用力。根据实际机翼长度, 模拟机翼翼展设计为20 m。由试验件的安装尺寸, 并按最大的试件宽度, 模拟机翼的宽度设计为500 mm。综合2.1节的钢索张力对模拟机翼形变影响, 模拟机翼的厚度选择50 mm, 可满足要求。
按照实际飞机状况, 最大挠度为1.4 m, 按照已知的期望点逐个加入作用点, 并经过计算得到合适的作用点坐标和作用力大小, 使模拟机翼的挠曲状态最接近实际状况。通过公式 (4) 和Matlab计算[6], 分别得到1~9个作用点作用在梁上期望点时的挠度和角度, 并与期望点上的期望的挠度和角度对比可知, 当有8个作用点时, 挠度误差和角度误差是最小的。本研究在计算被试件的挠度时, 没有考虑模拟机翼的自身重量, 现按照8个作用点计算, 作用点之间的机翼可看作简支梁, 示意图如图3所示。
机翼自身重量可看做均匀分布载荷[7,8], 其最大挠度计算公式如下:
式中:y—挠度, q—均布载荷, EI—梁的弯曲刚度, l—两支架之间的距离。
最大挠度点为简支梁的横向坐标中心, 重力产生的均布载荷可用下式计算:
式中:b—梁的宽度, h—梁的厚度, ρ—材料的密度。
按照8点作用时的作用点与作用力, 笔者计算出由重力造成的各作用点之间的最大形变, 如表1所示。
由表1可得到, 在2、3号作用点和5、6号作用点之间的机翼由于重力作用造成的形变较大, 笔者在此处增加两个作用点, 通过计算可知, 当作用力分别为6 592.95 N和7 510.23 N, 即可抵消重力及其对机翼产生的形变影响。
综上所述, 本研究选择长20 m, 宽0.5 m, 厚0.05 m的机翼, 作用点个数为10个, 各作用点和作用力大小如表2所示, 作用后的挠度和角度与期望值的对比如表3所示。
3 仿真分析
本研究选择45号钢作为模拟机翼的材料, 在厚度为50 mm时对机翼施加力, 位移和力的数值如表2所示, 在CATIA环境下进行有限元分析[9,10], 所得仿真位移形变量如图4所示, 根据CATIA的分析得到模拟机翼的变形量仿真结果如表4所示, 通过对比表中计算挠度和仿真结果, 验证了计算的合理性。
4 结束语
本研究建立了模拟机翼的模型, 即翼展为20 m, 翼宽为500 mm, 厚度为50 mm的等宽、等厚、等截面的悬臂梁, 推导了任意n点等截面悬臂梁的力与挠度方程组与任意n点分段等截面的台阶状悬臂梁的力与挠度方程组。笔者根据飞机飞行过程中的实际变形情况以及已知的期望点的挠度和角度, 考虑了钢索操纵力和梁自身重量的影响, 通过力与挠度方程组推算得到了10个作用点的坐标和作用力的大小, 经过计算可知, 10个点作用时模拟机翼的挠曲状态最接近实际的挠曲状态, 最后利用CATIA的有限元分析验证了计算的合理性。
参考文献
[1]宋静波.飞机构造基础[M].北京:航空工业出版社, 2004.
[2]孙训方.材料力学[M].5版.北京:高等教育出版社, 2002.
[3]ALMAJID A, TAYA M.Analysis of out of plane displace ment and stress field in a piezocomposite plate with func tionally graded microstructure[J].International Journal of Solids and Structures, 2001 (38) :3377-3391.
[4]WU X H, CHEN C Q, SHEN Y P, et al.A high order theo ry for functionally graded piezoelectric shells[J].Interna tional Journal of Solids and Structures, 2002, 39 (20) :5325-5433.
[5]黄炯, 于嘉宾, 张明.基于虚拟仪器的悬臂梁弯曲试验台的研究[J].辽东学院学报, 2008, 15 (3) :1-2.
[6]王正林, 刘明.精通Matlab7[M].北京:电子工业出版社, 2006.
[7]于涛, 仲政.均布载荷作用下功能梯度悬臂梁弯曲问题的解析解[J].固体力学学报, 2006, 27 (1) :1-2
[8]张燕娇, 苏继龙.微机电系统中悬臂梁固定端的应力分析[J].机电工程技术, 2011, 40 (11) :96-99.
[9]唐盛禹.CATIA有限元分析命令详解与实例[M].北京:机械工业出版社, 2005.
机翼颤振模型梁架加工变形研究 篇9
关键词：机翼颤振模型,梁架,残余应力,加工变形
0 引言
机翼颤振模型是模拟飞机动力学特性、刚度分布、质量分布与气动外形的一种缩比模型。梁架作为飞机机翼颤振模型的关键、核心部件, 其性能对飞机模拟颤振试验有着重要的影响。目前, 国内外对薄壁件加工变形的研究[1,2,3,4,5]很多, 主要借助有限元模拟技术对铣削加工过程进行加工仿真, 预测工件的加工变形规律。
梁架作为机翼颤振模型的主要传力件, 是由前端翼梁、框架梁、骨刺和定位座组成的复杂薄壁件结构, 如图1所示。梁架的外形尺寸为总体长度1 164.96 mm, 总体宽度926.8 mm, 高度22.4 mm。该梁架具有以下工艺特点:
1) 零件的结构复杂。存在多个框架梁结构, 有数十个尺寸需要保证。
2) 大量的薄壁结构。梁架的骨刺厚度是从22.4 mm至零, 加工时易变形, 影响梁架装配时的形位精度。
3) 材料去除率高。零件的质量只有毛坯重量的18%。零件在切削热、材料残余应力以及切削应力的作用下易产生变形。
4) 弱刚度结构。整个零件由于要求质轻, 因此梁架许多材料都被切掉。
由于残余应力会造成零件在加工后的尺寸不稳定性[6], 为此运用ANSYS/LS-DYNA软件进行切削仿真模拟, 采用了一种“矫枉过正”[7]的加工方法, 可以有效地模拟残余应力的大小和分布, 进而得出装夹松开后由于残余应力释放对梁架的影响, 旨在控制加工变形和优化加工工艺。
1 加工工艺方案
对梁架的整体结构分析, 其切削内容分为铣削和线切割加工。由于该零件是薄壁件, 刚性较差, 在实际加工由于弱刚度等问题易产生变形, 所以控制加工变形就显得尤为重要。因此加工工艺制定的合理与否直接影响到零件的加工质量。
零件加工前应先进行正火处理, 目的是细化晶粒, 改善切削性能。毛坯件粗铣完成后, 进行调质处理 (淬火+高温回火) , 消除零件内部残余应力的影响, 可以使钢的性能得到很大程度的提高。结合零件弱刚度特点, 装夹部位应该选择前、后端翼面处。由于梁架是上、下对称结构, 铣削加工中需要多次切削、多次翻转工件, 因此工件就需要多次装夹。由于单面粗铣加工后刚度下降较多, 就需要添加辅助支撑用于完成其他切削加工工序。
此外, 应对每道工序按照工艺要求进行在线测量, 及时调整工艺参数, 避免不合格产品转到下道工序。
2 加工残余应力的有限元模拟
2.1 切削有限元模拟
以机翼颤振模型梁架作为研究对象, 建立三维切削仿真模型, 如图2。由于金属切削属于高度非线性问题, 所消耗的计算机时间比一般的问题要长, 所以网格化处理就显得尤为重要。
2.2 数值模拟过程及其结果
金属切削加工是一个复杂的切削变形过程, 材料模型的精度对有限元仿真的精度有很大程度的影响, 本文采用45钢Johnson-Cook模型[8]。运用ANSYS/LS-DYNA软件进行有限元动力学仿真[9]。模拟过程中要有足够的时间使切削模拟达到稳定状态, 在刀具离开工件表面后得到残余应力的数值。图3是采用LS-DYNA模拟切削的Von Mises应力云图, 当刀具离开工件表面时, 通过LS-PREPOST软件可以得到工件残余应力。图4~图6是退刀后梁架的残余应力应力云图。
根据图4~图6可知, 在模拟切削仿真中, 刀具与工件的接触部分应力最高。当切削完成后, 由于边界条件和内部材料约束等影响, 工件表面产生残余应力随着刀具离开仍留在工件表面。然后利用有限元后处理工具来获取加工完成后工件表面残余应力数据。
3 梁架变形分析
3.1 梁架有限元模型
梁架在粗、半精铣加工仿真后其表面会产生加工残余应力, 在装夹松开后, 被切削部分的残余应力会释放出来, 其内部为达到新的平衡, 就会出现较大变形, 最终会影响零件的加工精度。因此对梁架进行残余应力释放变形分析就显得很重要[10]。利用ANSYS/LS-DYNA开发的后处理工具LS-PREPOST将前面分析得到的残余应力数据提取出来, 处理后作为载荷施加到梁架上进行静力分析, 得到最终变形结果, 建立如图7所示的有限元模型。
在切削仿真中, 随着工件材料被切除, 毛坯内的残余应力被逐渐释放出来, 原来的自身平衡被打破, 因此工件只有通过变形达到新的平衡状态。模拟时将残余应力按照“力平衡、力矩平衡”的原则沿厚度方向施加到有限元模型的表面上。由设计基准可知, 以框架梁前端面为定位基准, 约束该面的6个自由度。根据梁架的加工工艺路线方案可知, 半精铣对称结构的切削深度均是0.5mm。通过仿真处理后的最大加工残余应力值施加到梁架上进行静力分析。
3.2 仿真结果
根据LS-PREOPST处理后提取的载荷作为梁架铣削加工时的静力分析。由图8可知, 铣削加工产生的残余应力对工件的最终变形是不容忽视, 最大值出现在边翼处, 翼梁和前后端翼面也有部分变形。计量结果采用的是米制单位, 经有限元分析可知, Z向变形量最大值为0.204 mm。
为了提高梁架加工质量, 采用一种“矫枉过正”的加工方式。根据梁架的对称结构可知, 在铣削加工中上表面半精铣的切削量要小, 这是由于随着上表面材料去除, 梁架的刚度变小从而增大了变形, 而下表面的切削量要大于上表面, 目的是为了让下表面加工时产生较大的变形量, 以抵消上表面的加工变形。即在铣削加工中调整对称结构不同的切削量。
图9是在其他模拟条件不变的情况下将对称结构切削深度调整为0.7 mm和1 mm条件下的变形结果。
在加工工艺调整后, 即改进后梁架的加工工艺路线为:下料→线切割→钻孔→正火处理→毛坯件上端面粗铣→翻转工件→毛坯下端面粗铣→调质处理→半精铣 (切削深度为0.7 mm) →翻转到另一面进行半精铣 (切削深度为1 mm) →线切割→完成。
在此基础上, 梁架在Z向的变形量最大值为0.0918mm。变形减至对称结构切削深度相同时的45%, 可知合理的对称切削深度能有效地提高梁架的加工质量。
4 结论
本文针对机翼颤振模型梁架的结构特点, 对其进行结构工艺性分析, 确定加工工艺方案。对梁架的薄壁、质轻等弱刚度结构, 借助ANSYS/LS-DYNA软件进行动态铣削加工仿真, 分析加工残余应力对其变形影响, 采用了一种“矫枉过正”的加工方式来控制加工变形的方法, 并利用后处理工具LS-PREOPST处理后提取的载荷作为梁架铣削加工时的静力分析。在此基础上, 对梁架加工工艺进行优化, 提高了加工精度。
参考文献
[1]Budak E, Altinas Y.Modeling and avoidance of static form errors in peripheral milling of plates[J].International Journal of Machine Tools&Manufacture, 1995, 35 (3) :459-476.
[2]万敏, 张卫红.薄壁件周铣切削力建模与表面误差预测方法研究[J].航空学报, 2005, 26 (5) :598-603.
[3]武凯, 何宁, 廖文和, 等.薄壁腹板加工变形规律及其变形控制方案的研究[J].中国机械工程, 2004, 15 (8) :670-674.
[4]WangZhaojun, ChenWuyi, ZhangYidu, etal.Studyonthemachining distortion of thin-walled part caused by redistribution of residual stress[J].Chinese Journal of Aeronautics, 2005, 18 (2) :175-179.
[5]陈远权, 高健.基于ANSYS/LS-DYNA的叶片加工变形分析研究[J].机械设计与制造, 2010 (10) :101-103.
[6]陈蔚芳, 陈华, 楼佩煌, 等.薄壁件加工变形控制快速仿真平台开发[J].计算机集成制造系统, 2009, 15 (2) :321-327.
[7]李欣.控制零件加工变形的措施[J].产品与技术, 2012 (4) :98-99.
[8]陈刚, 陈忠富, 陶俊林, 等.45钢的Johnson-Cook失效参量[C]//中国力学学会学术大会, 2005.
[9]Fish J, Oskay C, Fan R.AL 6061-T6-Elastomer Impact Simulations[R]//RPI Research Reports, 2005.
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