發(fā)布時間：2024-12-22 05:30

　　自適應機翼作為未來飛機發(fā)展的一種趨勢,目前主要的設計方法有傳統(tǒng)的機械設計方法、應用智能材料和智能結(jié)構(gòu)和柔性機構(gòu)拓撲優(yōu)化方法。當前現(xiàn)狀來說,采用柔性機構(gòu)設計方法和傳統(tǒng)材料進行自適應機翼的設計,在結(jié)構(gòu)輕量化和工程上容易實現(xiàn)。本文首先介紹了柔性機構(gòu)的拓撲優(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位移的影響。設計域為非規(guī)則矩形的處理方法及程序?qū)崿F(xiàn)。利用SIMP插值方法進行單材料機翼前、后緣柔性機構(gòu)拓撲優(yōu)化設計,建立前、后緣優(yōu)化模型,編寫MATLAB程序進行優(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)果進行幾何重構(gòu),重構(gòu)后的模型導入HyperWorks軟件進行仿真分析,結(jié)果顯示機構(gòu)可以實現(xiàn)連續(xù)偏轉(zhuǎn)。根據(jù)前緣柔性機構(gòu)的設計方法,重新劃定設計域,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),分別進行結(jié)構(gòu)提取和仿真分析,結(jié)果表明后緣機構(gòu)滿足強度和設計要求。介紹了一種多相材料拓撲優(yōu)化設計方法—“輪換主動相變量算法”,通過算例驗證該方法適用于柔性機構(gòu)的設計。以輪換主動相變量算法為基礎,各相材料體積分數(shù)為約束,...

【文章頁數(shù)】：70 頁

【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖1.1F111自適應機翼前后緣結(jié)構(gòu)圖

圖1.1F111自適應機翼前后緣結(jié)構(gòu)圖與此同時，NASA、DARPA和美國空軍進行了“智能機翼（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室研制了由壓電驅(qū)動器控制的機翼蒙皮，風洞試驗表明機翼....

圖1.2X-56A驗證機

圖1.1F111自適應機翼前后緣結(jié)構(gòu)圖此同時，NASA、DARPA和美國空軍進行了“智能機翼（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)動器控制的機翼蒙皮，風洞試驗表明機翼的空氣動力....

圖1.3自適應柔性機翼

otaS等[15]提出了一種量化柔性機構(gòu)變形的數(shù)學公式，并建立了柔性機翼優(yōu)化的數(shù)學，進一步發(fā)展了柔性機翼的理論基礎。2007年KOTA等[16]設計并加工制造了后緣實現(xiàn)±10°偏轉(zhuǎn)和3°扭轉(zhuǎn)的柔性自適應機翼，如圖1.3所示，該柔性機翼能夠降低25空氣阻力，提升....

圖1.4FlexFoil柔性機翼

圖1.3自適應柔性機翼2009年NASA與美國空軍以灣流III噴氣式飛機為實驗平臺,將機翼的襟翼替換為現(xiàn)變形的FlexFoil柔性機翼，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，在機翼內(nèi)部作....

本文編號：4019515