機翼彈性比例模型結(jié)構(gòu)拓撲優(yōu)化設(shè)計

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1、大連理工大學(xué)學(xué)位論文版權(quán)使用授權(quán)書本學(xué)位論文作者及指導(dǎo)教師完全了解“大連理工大學(xué)碩士、博士學(xué)位論文版權(quán)使用規(guī)定”，同意大連理工大學(xué)保留并向國家有關(guān)部門或機構(gòu)送交學(xué)位論文的復(fù)印件和電子版，允許論文被查閱和借閱。本人授權(quán)大連理工大學(xué)可以將本學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進行檢索，也可采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存和匯編學(xué)位論文。作者簽名導(dǎo)師簽名旦年上月鯊日大連理工大學(xué)碩士學(xué)位論文1緒論1．1引言眾所周知，研制任何一種飛機，包括軍用飛機、民用飛機以及航天飛機，都必須首先在風(fēng)洞中對其模型進行大

2、量的實驗In。這是因為，大型飛機結(jié)構(gòu)的全機風(fēng)洞實驗通常需要耗費大量人力物力，所以往往不能進行一比一的真實模型實驗。風(fēng)洞實驗是指在風(fēng)洞中安置飛行器或其部件的結(jié)構(gòu)模型，人為制造氣流流過，以此模擬空中各種復(fù)雜的飛行狀態(tài)，研究氣流流動與模型的相互作用，是鑒定飛行器氣動性能和校準(zhǔn)其他實驗結(jié)果的最終手段團(如圖1．1)。通過風(fēng)洞實驗，可以測量作用于飛行器模型的氣動載荷，如升力、阻力、表面壓力分布等，從而確定飛行器的飛行性能、載荷和強度以及布局選型等至關(guān)重要的設(shè)計與性能參數(shù)，其結(jié)果的準(zhǔn)確性將直接影響到飛行器研制

3、的進程。風(fēng)洞實驗的本質(zhì)為相似理論基礎(chǔ)上測定氣動載荷作用下結(jié)構(gòu)響應(yīng)的物理模型試驗【3】。相似理論指出：模型實驗的可靠性依賴于模型的相似程度。此相似是指在實驗條件下，用以表述模型和原結(jié)構(gòu)所發(fā)生現(xiàn)象的各個變量，在時間上相對應(yīng)的各瞬間、在空間中相對應(yīng)的各點均存在相似比。傳統(tǒng)的飛機風(fēng)洞實驗?zāi)Ｐ突旧鲜菍υw機結(jié)構(gòu)按照一定比例縮小得到，僅僅實現(xiàn)了與飛機結(jié)構(gòu)的外形相似，在結(jié)構(gòu)彈性等方面相差很遠。這樣的比例模型在風(fēng)洞中表現(xiàn)為剛性體，無法準(zhǔn)確模擬設(shè)計對象的氣動響應(yīng)特性。大量實踐證明，僅具有剛性特征相似的比例模型更難

4、以準(zhǔn)確模擬出飛行過程中的氣動載荷對飛行器結(jié)構(gòu)的作用機理。隨著飛機飛行速度的提高，這些誤差嚴(yán)重影響了設(shè)計結(jié)果，從而不得不在飛機設(shè)計過程中反復(fù)測試并修改設(shè)計參數(shù)，由此帶來的開發(fā)周期和成本都是難以接受的。圖1．1飛機比例模型Fig．1．1Airplanescalemodel目前，美、俄、歐盟等的先進飛機研制均采用彈性結(jié)構(gòu)相似比例模型進行風(fēng)洞模型實驗[4-o"1。據(jù)公開資料顯示，波音、空中客車兩大飛機制造公司擁有先進的飛機比例模機翼彈性比例模型結(jié)構(gòu)拓撲優(yōu)化設(shè)計型設(shè)計和制造技術(shù)，能夠為飛機設(shè)計提供準(zhǔn)確的氣動

5、特性參考，可以大大縮短飛機研制周期，如大型飛機的設(shè)計，在上世紀(jì)70年代，風(fēng)洞實驗的時數(shù)一般在4萬小時以上，而波音7E7的設(shè)計采用先進的比例模型設(shè)計方法，并結(jié)合氣動分析，僅進行了15000小時的風(fēng)洞實驗，實驗時數(shù)和成本降低60％以上。另據(jù)有關(guān)資料，俄羅斯已經(jīng)在上世紀(jì)80年代成功設(shè)計和制造出一系列不同型號飛機的彈性結(jié)構(gòu)相似比例模型，有力推動了其大型運輸機和先進殲擊機的研制工作。然而，由于飛機比例模型設(shè)計蘊含巨大的商業(yè)利益和濃厚的軍事背景，幾乎沒有任何公開的飛機彈性結(jié)構(gòu)相似比例模型設(shè)計與制造方面的技術(shù)資

6、料。目前，我國仍主要沿用傳統(tǒng)的經(jīng)驗式的風(fēng)洞比例模型設(shè)計方法【7】：首先是對主要依靠工程經(jīng)驗設(shè)計出的原結(jié)構(gòu)，在幾何外形上進行一定比例的縮比，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)形狀上的相似；其次制造由金屬作骨架、用輕木或塑料作填料的金屬梁架模型，如今復(fù)合材料在模型結(jié)構(gòu)制造中正得到廣泛的應(yīng)用，來實現(xiàn)飛機各部件彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度的彈性相似；然后在風(fēng)洞中進行吹風(fēng)試驗，得到此模型結(jié)構(gòu)的性能參數(shù)，對比理想的性能參數(shù)計算值，修改模型結(jié)構(gòu)，再進行風(fēng)洞試驗，反復(fù)修改，直至達到理想的狀態(tài)(圖1．2)。這種方法的設(shè)計過程周期長，成本高，對設(shè)計人員的經(jīng)

7、驗要求高，最重要的是其初始結(jié)構(gòu)布局方案準(zhǔn)確性差，對后續(xù)的工作產(chǎn)生很大的影響。因此，改進機翼比例模型結(jié)構(gòu)設(shè)計方法具有重要的意義。圖1．2傳統(tǒng)機翼彈性比例模型設(shè)計方法Fig．1．2Traditionalwingscalemodeldesignmeltlod一2一大連理工大學(xué)碩士學(xué)位論文本課題利用新興的拓撲優(yōu)化設(shè)計方法對機翼靜彈性風(fēng)洞測壓實驗的彈性比例模型結(jié)構(gòu)設(shè)計進行了理論上的探索，提供了一種機翼彈性比例模型結(jié)構(gòu)設(shè)計方法。理想的具有彈性比例相似的機翼模型結(jié)構(gòu)在風(fēng)洞中受到空氣氣流面載荷作用，將會產(chǎn)生相應(yīng)的

8、彈性變形。記空氣氣流面載荷為P。在機翼模型上選出表示結(jié)構(gòu)性能特征的一定數(shù)量的點N，記這些點的撓度位移為Dl。F。和Dl對理想的機翼風(fēng)洞比例模型結(jié)構(gòu)有一個對應(yīng)關(guān)系，記為f1。對確定的機翼氣動外形，可用在風(fēng)洞中直接測出機翼模型上的表面壓力分布Fa。Dl反應(yīng)了機翼的性能，工程設(shè)計人員根據(jù)實際情況可以計算出需要的D1值。根據(jù)Fl和D1，利用拓撲優(yōu)化技術(shù)就能反演設(shè)計出具有彈性比例相似的機翼模型結(jié)構(gòu)。但是如果直接在拓撲優(yōu)化模型上施加面載荷，首先需要測出面載荷，工作量大，在實際中不易操作實現(xiàn)；其