發(fā)布時間：2024-12-22 05:30

　　自適應(yīng)機(jī)翼作為未來飛機(jī)發(fā)展的一種趨勢,目前主要的設(shè)計方法有傳統(tǒng)的機(jī)械設(shè)計方法、應(yīng)用智能材料和智能結(jié)構(gòu)和柔性機(jī)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化方法。當(dāng)前現(xiàn)狀來說,采用柔性機(jī)構(gòu)設(shè)計方法和傳統(tǒng)材料進(jìn)行自適應(yīng)機(jī)翼的設(shè)計,在結(jié)構(gòu)輕量化和工程上容易實(shí)現(xiàn)。本文首先介紹了柔性機(jī)構(gòu)的拓?fù)鋬?yōu)化方法,位移敏度的求解,單輸入單輸出和單輸入多輸出問題優(yōu)化模型的建立,討論了模擬彈簧剛度值對輸出點(diǎn)位移的影響。設(shè)計域?yàn)榉且?guī)則矩形的處理方法及程序?qū)崿F(xiàn)。利用SIMP插值方法進(jìn)行單材料機(jī)翼前、后緣柔性機(jī)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計,建立前、后緣優(yōu)化模型,編寫MATLAB程序進(jìn)行優(yōu)化求解。討論驅(qū)動力位置對結(jié)構(gòu)的影響。利用CATIA軟件對優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行幾何重構(gòu),重構(gòu)后的模型導(dǎo)入HyperWorks軟件進(jìn)行仿真分析,結(jié)果顯示機(jī)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)連續(xù)偏轉(zhuǎn)。根據(jù)前緣柔性機(jī)構(gòu)的設(shè)計方法,重新劃定設(shè)計域,建立后緣優(yōu)化模型。選擇了兩組不同的權(quán)因子值,優(yōu)化得到兩種不同的結(jié)構(gòu),分別進(jìn)行結(jié)構(gòu)提取和仿真分析,結(jié)果表明后緣機(jī)構(gòu)滿足強(qiáng)度和設(shè)計要求。介紹了一種多相材料拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計方法—“輪換主動相變量算法”,通過算例驗(yàn)證該方法適用于柔性機(jī)構(gòu)的設(shè)計。以輪換主動相變量算法為基礎(chǔ),各相材料體積分?jǐn)?shù)為約束,...

【文章頁數(shù)】：70 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖1.1F111自適應(yīng)機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)圖

圖1.1F111自適應(yīng)機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)圖與此同時，NASA、DARPA和美國空軍進(jìn)行了“智能機(jī)翼（SmartWing）”研究計劃，研制利用記憶合金（SMA）驅(qū)動的可變彎度后緣[10-11]。2001葡萄牙空軍研究院航驗(yàn)室研制了由壓電驅(qū)動器控制的機(jī)翼蒙皮，風(fēng)洞試驗(yàn)表明機(jī)翼....

圖1.2X-56A驗(yàn)證機(jī)

圖1.1F111自適應(yīng)機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)圖此同時，NASA、DARPA和美國空軍進(jìn)行了“智能機(jī)翼（SmartWing）”研究計劃制利用記憶合金（SMA）驅(qū)動的可變彎度后緣[10-11]。2001葡萄牙空軍研究院室研制了由壓電驅(qū)動器控制的機(jī)翼蒙皮，風(fēng)洞試驗(yàn)表明機(jī)翼的空氣動力....

圖1.3自適應(yīng)柔性機(jī)翼

otaS等[15]提出了一種量化柔性機(jī)構(gòu)變形的數(shù)學(xué)公式，并建立了柔性機(jī)翼優(yōu)化的數(shù)學(xué)，進(jìn)一步發(fā)展了柔性機(jī)翼的理論基礎(chǔ)。2007年KOTA等[16]設(shè)計并加工制造了后緣實(shí)現(xiàn)±10°偏轉(zhuǎn)和3°扭轉(zhuǎn)的柔性自適應(yīng)機(jī)翼，如圖1.3所示，該柔性機(jī)翼能夠降低25空氣阻力，提升....

圖1.4FlexFoil柔性機(jī)翼

圖1.3自適應(yīng)柔性機(jī)翼2009年NASA與美國空軍以灣流III噴氣式飛機(jī)為實(shí)驗(yàn)平臺,將機(jī)翼的襟翼替換為現(xiàn)變形的FlexFoil柔性機(jī)翼，為了盡可能的降低空氣阻力，使用了網(wǎng)狀的連接結(jié)構(gòu)右兩側(cè)機(jī)翼主體相連，如圖1.4所示。在飛行過程中遇到氣流沖擊時，在機(jī)翼內(nèi)部作....

本文編號：4019515