機翼彈性比例模型結構拓撲優(yōu)化設計.pdf

1、隨著現(xiàn)代飛機設計采用先進的結構設計和復合材料技術，結構重量進一步減輕，并且結構柔性越來越大，在風洞實驗中僅具有剛性特征相似的比例模型更難以準確模擬出飛行過程中的氣動載荷對飛機結構的作用機理。因此，本文研究的機翼彈性比例模型結構優(yōu)化設計方法，對精確分析飛機的氣動力特性、研究高速風洞中飛機的跨音速顫振特性有著重要的意義，有利于縮短飛機設計周期和降低設計成本。 連續(xù)體結構拓撲優(yōu)化設計是目前結構優(yōu)化研究領域新興的熱點，它能使結構材料利用

2、更經(jīng)濟、受力分布更合理，可以大大減輕結構重量和改善結構的性能，帶來直接的經(jīng)濟效益。因此，利用拓撲優(yōu)化方法設計機翼彈性比例模型結構，對提高設計科學性和準確性，有著重要的意義。 本文將機翼彈性比例模型結構設計轉化成在指定柔度下的結構布局反演設計，結合有限元分析技術，利用拓撲優(yōu)化方法實現(xiàn)。主要研究了以下內容： (1)研究了連續(xù)體變密度結構拓撲優(yōu)化SIMV(Solid Isotropic Material WithPenaliz

3、ation)材料插值方法，推導了基于SIMP理論的優(yōu)化準則法和移動漸近線算法，并對數(shù)值不穩(wěn)定性現(xiàn)象作了分析。 (2)本文將機翼比例模型承載的面載荷轉化成多個集中載荷，用多個節(jié)點的位移值作為約束條件實現(xiàn)彈性性能相似，因此研究了多載荷工況、多位移約束下的連續(xù)體拓撲優(yōu)化方法，建立了各自的拓撲優(yōu)化模型及求解算法，并用算例進行了驗證。 (3)針對機翼比例模型結構的特點，開發(fā)了一套ANSYS與MATLAB混合編程的拓撲優(yōu)化程序，方便