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      大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞優(yōu)化

      2020-04-22 08:53:20雒衛(wèi)廷
      兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年3期
      關(guān)鍵詞:展弦比抗疲勞壁板

      雒衛(wèi)廷

      (呂梁學(xué)院物理系,山西 呂梁 033000)

      大展弦比機(jī)翼留空時(shí)間長(zhǎng)、航程遠(yuǎn),所以高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器幾乎都使用大展弦比機(jī)翼布局。大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼是根據(jù)靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則進(jìn)行設(shè)計(jì),所受靜載的強(qiáng)度符合要求。若設(shè)計(jì)時(shí)未考慮損傷容限/耐久性的設(shè)計(jì)原則,在實(shí)際應(yīng)用時(shí),大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的外翼下壁板便會(huì)出現(xiàn)裂紋情況[1]。大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)出現(xiàn)裂紋情況表示結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞性較低,出現(xiàn)該情況存在三種可能,一是下壁板缺口圓角制作不精細(xì),二是此部位的使用載荷較大,三是出現(xiàn)裂紋的部位結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)不達(dá)標(biāo)[2]。

      大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及對(duì)飛機(jī)機(jī)翼的健康狀態(tài)預(yù)測(cè),目前已有部分研究,但對(duì)其結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)抗疲勞研究較少。其中,崔建國(guó)等[3]提出了基于多元經(jīng)驗(yàn)?zāi)B(tài)分解(MEMD)和極限學(xué)習(xí)機(jī)(ELM)的飛機(jī)機(jī)翼健康狀態(tài)預(yù)測(cè)方法。通過(guò)提取飛機(jī)機(jī)翼盒段健康狀態(tài)的特征信息,結(jié)合其能量熵值對(duì)其健康狀態(tài)進(jìn)行有效預(yù)測(cè)。韓小進(jìn)等[4]利用ANSYS有限元軟件中幾何非線性迭代方法,分析變截面梁受均布載荷時(shí)的變形。模擬實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)所構(gòu)建的有限元模型可以用于飛機(jī)機(jī)翼變形的模擬測(cè)試,減輕實(shí)際繁瑣操作,但其可靠性有待進(jìn)一步提高。Lai等[5]采用普朗特升力線理論(LLT)和赫爾姆博爾德面板法(HPM)分析機(jī)翼的結(jié)構(gòu)性能,其利用阻力預(yù)測(cè)法(RDPM)計(jì)算機(jī)身阻力,將計(jì)算得到的升力和阻力系數(shù)進(jìn)行比較,以驗(yàn)證計(jì)算結(jié)果的可靠性。研究發(fā)現(xiàn),較大的機(jī)身直徑有助于增加翼身組合的總阻力,而對(duì)升力沒(méi)有顯著影響。

      鑒于當(dāng)前研究中并未單獨(dú)考察大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)抗疲勞性能,本文研究大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞方法,將疲勞壽命以及結(jié)構(gòu)質(zhì)量設(shè)成目標(biāo)函數(shù),對(duì)大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化,讓飛機(jī)具備較高的抗疲勞強(qiáng)度。

      1 大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞問(wèn)題研究

      1.1 大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼動(dòng)力學(xué)原理

      在分析大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼動(dòng)力學(xué)原理時(shí),將大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼中的阻尼材料模量看成常數(shù),研究阻尼結(jié)構(gòu)模態(tài)將其變形,并通過(guò)能量比獲取大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的損耗因子估算值[4]。

      通常情況下,大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)離散后的自由振動(dòng)方程是:

      (1)

      式中:x表示大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼自由振動(dòng)因子;大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量矩陣和剛度矩陣分別設(shè)成B、C。針對(duì)大展弦比復(fù)合材料而言,剛度矩陣C屬于連續(xù)性復(fù)剛度矩陣。公式(1)的解變換為特征值的形式,則特征值Y是:

      Y=φ*(j)

      (2)

      式中,φ*(j)表示大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼在自由振動(dòng)時(shí)的第j階復(fù)特征向量,則變換方法是:

      (3)

      (4)

      (5)

      (6)

      C=CR+Cl

      (7)

      其中,大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼左側(cè)結(jié)構(gòu)剛度矩陣與右側(cè)結(jié)構(gòu)剛度矩陣依次設(shè)成Cl、CR。結(jié)合式(4)、式(6)和式(7)可知:

      (8)

      式中:q2(1+iε)表示大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的疲勞壽命矩陣;i表示擾動(dòng)因子。ε能夠根據(jù)復(fù)向量φ*運(yùn)算獲取;復(fù)向量φ*通過(guò)純彈性分析獲取[8]。將式(8)等號(hào)兩側(cè)實(shí)虛部分以此相等便能獲取:

      (9)

      (10)

      其中,q2表示大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼自振頻率的實(shí)數(shù)。若矩陣C是通過(guò)有限元分析獲取,它便由Ce、Cv兩部分構(gòu)成。計(jì)算大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)彈性單元便可獲取Ce,計(jì)算粘彈性單元便可獲取Cv,那么C可定義成:

      C=Ce+Cv

      (11)

      其中,大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)實(shí)數(shù)陣與復(fù)數(shù)陣分別設(shè)成Ce、Cv。針對(duì)僅存在單一種類的大展弦比復(fù)合材料結(jié)構(gòu)而言,大展弦比復(fù)合材料虛部與實(shí)部的比例是εv∶1。εv表示大展弦比復(fù)合材料損耗因子,則有:

      Cv=CvR+iCvI=CvR(1+iεv)

      (12)

      Cl=Cvl=εvCeR

      (13)

      則分析大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼彈性模態(tài)時(shí),應(yīng)變能是:

      U=φCRφ

      (14)

      大展現(xiàn)比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)通過(guò)粘彈性層變形導(dǎo)致的模態(tài)應(yīng)變能是:

      Uv=φCvRφ

      (15)

      將式(9)和式(13)代入式(8)中,去除q2,則有:

      (16)

      最后將式(14)、式(15)代入式(16)中,獲取大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的模態(tài)損耗因子ε(j)是:

      (17)

      1.2 大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞優(yōu)化方法

      基于上小節(jié)分析的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的抗疲勞性能,根據(jù)簡(jiǎn)化原則,將大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)中下壁板設(shè)成研究的主體,分析缺口圓角半徑、材料厚度、下壁板厚度對(duì)大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)方位的干擾[9]。所以,選擇的3個(gè)設(shè)計(jì)變量是缺口圓角半徑,y(1),y(2)與y(3)分別表示大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼厚度和機(jī)翼下壁板的厚度。

      大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)中疲勞危險(xiǎn)部分主要處于下壁板倒角上[10]。通過(guò)修正諾伯法可知,此部位的局部應(yīng)力、應(yīng)變出于加載狀態(tài)時(shí)的計(jì)算方法是:

      (18)

      其中:Δz描述名義應(yīng)力增量;應(yīng)力變程設(shè)成Δβ;大展弦比復(fù)合材料循環(huán)強(qiáng)度系數(shù)設(shè)成g;Δφ描述應(yīng)變變程;大展弦比復(fù)合材料循環(huán)硬化指數(shù)與彈性模量依次設(shè)成n、A。

      計(jì)算式(18)便可獲取應(yīng)力、應(yīng)變變程,最后便可獲取大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)中細(xì)節(jié)疲勞位置的局部應(yīng)力、應(yīng)變值[11]。大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)整體應(yīng)變和壽命(循環(huán)數(shù))間的關(guān)聯(lián)性是:

      (19)

      其中,a、b表示大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的材料參數(shù)。A=72 571.94 MPa,n′=0.08,a=-0.072 7,b=-0.776 1,βi=884.646 MPa,g′=949.512 MPa。通過(guò)式(2)可知,若Δφ≥min,2ni≥max,所以將大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)疲勞壽命的目標(biāo)函數(shù)設(shè)成Δφ。

      通過(guò)式(18)可求:

      (20)

      采用非變動(dòng)的滯后環(huán)曲線計(jì)算應(yīng)變時(shí)和此式僅存在系數(shù)差異[12]。式(20)為有關(guān)Δφ、Δz的隱函數(shù),將此隱函數(shù)設(shè)成大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)疲勞壽命的目標(biāo)函數(shù)。式(20)直接迭代,未經(jīng)收斂,便能夠?qū)⑵渥冃魏?jiǎn)化,則建立的收斂格式是:

      Δφ=1.394×10-6(giΔz)2×

      (21)

      先設(shè)置一個(gè)Δφ,使用式(21)對(duì)Δφ實(shí)行迭代計(jì)算,直至符合要求的準(zhǔn)確性便可結(jié)束。

      式(21)中Δz表示名義應(yīng)力增量值,gi表示大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)疲勞缺口系數(shù),這兩者都屬于設(shè)計(jì)變量(y(1),y(2),y(3))的函數(shù),但判斷存在一定難度。為簡(jiǎn)化計(jì)算,使用有限元程序擬合二者間的計(jì)算方式[13]。具體構(gòu)建的有限元模型如圖1所示。

      圖1 大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的有限元模型

      有限元模型中,在劃分網(wǎng)格時(shí),依據(jù)所構(gòu)建機(jī)翼各個(gè)部分結(jié)構(gòu)的受力特性,將梁支柱和梁肋緣條劃分為成桿單元,通過(guò)大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)中下壁板異常處的6~7間肋間、第一與第二長(zhǎng)桁的部分構(gòu)建[14]。當(dāng)中,大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)中下壁板材料是LC4CS,將平面四邊形單元,長(zhǎng)桁、7肋、梳狀件材料設(shè)成LY12CZ。按照飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算資料能夠計(jì)算大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)6和7肋上壁板的受力信息。采用線性插值方法計(jì)算大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼異常區(qū),研究剖面中的載荷狀況。

      基于缺口圓角半徑y(tǒng)(1)、材料厚度y(2)以及下壁板厚度y(3),采用有限元分析便可得知大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼下壁板圓角處屬于脆弱位置。但疲勞強(qiáng)度降低系數(shù)gi和名義應(yīng)力間具有較高的關(guān)聯(lián)性。名義應(yīng)力屬于設(shè)計(jì)變量與外在的函數(shù)。所以擬合giΔz和設(shè)計(jì)變量的曲線:

      giΔz=0.884y(1)3+0.51y(2)3+0.18y(3)3-

      7.77y(1)2-5.1y(2)2-4.2y(3)2+3.8y(1)+

      11.9y(2)+23.66y(3)+0;016y(1)2y(2)-

      0.015y(1)2y(3)-0.039y(2)2y(1)-0.113×

      y(2)2y(3)-0.215y(3)2y(1)+0.053y(3)2×

      y(2)+0.042y(1)y(2)y(3)+0.143y(1)y(2)+

      3.39y(1)y(3)0.384y(3)y(2)+10.5

      (22)

      基于常幅疲勞載荷中分析大展弦比復(fù)合材料的瞬態(tài)行為,在缺口部位進(jìn)入塑性時(shí),便能夠忽略復(fù)合材料的記憶效應(yīng)。則對(duì)比優(yōu)化大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量與原結(jié)構(gòu)質(zhì)量的結(jié)果是:

      (23)

      基于上述優(yōu)化方法的計(jì)算,大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞優(yōu)化的數(shù)學(xué)模型是:

      (24)

      模型求解方法是先設(shè)置一個(gè)初始Δφ,讓函數(shù)變成顯函數(shù),使用加權(quán)組合法把每項(xiàng)分目標(biāo)變換為統(tǒng)一目標(biāo)函數(shù)M(Y):

      (25)

      式中,加權(quán)因子設(shè)成V,V>0,它的值通過(guò)容限加權(quán)判定,V1=0.836,V2=0.164。通過(guò)上述計(jì)算后,大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞優(yōu)化方法為:

      (26)

      其中,M(Y)表示大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的統(tǒng)一目標(biāo)函數(shù)函數(shù)。使用參數(shù)型懲罰函數(shù)法建立增廣目標(biāo)函數(shù)ZG:

      (27)

      式中,ki(i=1,2,…)表示可自大變小的常數(shù)。若ki→0,便能獲取設(shè)定Δφ時(shí)的問(wèn)題最優(yōu)解。則式(27)即為不存在約束優(yōu)化的問(wèn)題。通過(guò)Δφ的迭代,計(jì)算優(yōu)化式(26),符合迭代終止設(shè)定的Δφ值就是抗疲勞方法最優(yōu)值。

      2 實(shí)驗(yàn)分析

      采用本文方法優(yōu)化某大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)抗疲勞性能。優(yōu)化后的結(jié)果見表1所示。

      表1 優(yōu)化結(jié)果

      分析表1可知,使用本文方法優(yōu)化后的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)部位應(yīng)力是405.71 MPa,小于未優(yōu)化前的應(yīng)力,說(shuō)明本文方法可以較好的使用材料性能,優(yōu)化前的飛機(jī)重量為52 630 kg,優(yōu)化后飛機(jī)重量為41 310 kg,飛機(jī)重量減輕,提升疲勞壽命,優(yōu)化后的機(jī)翼壽命為10 484.93個(gè)小時(shí),優(yōu)化前的機(jī)翼壽命只有6 638.3個(gè)小時(shí),驗(yàn)證了本文方法的有效性。

      為了驗(yàn)證本文方法的性能優(yōu)勢(shì),采用本文方法、基于響應(yīng)面模型的結(jié)構(gòu)疲勞壽命優(yōu)化方法、等效結(jié)構(gòu)應(yīng)力法進(jìn)行對(duì)比實(shí)驗(yàn)。

      1)可靠性

      飛機(jī)可靠性是指在規(guī)定條件下和規(guī)定時(shí)間內(nèi)完成預(yù)定任務(wù)的能力,包括穩(wěn)定性、耐久性和安全性。該指標(biāo)是評(píng)價(jià)3種方法優(yōu)化后的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的安全性。設(shè)定10 000仿真次優(yōu)化實(shí)驗(yàn),分析3種方法的優(yōu)化可靠性,其數(shù)據(jù)如表2所示。

      表2 3種方法的可靠性數(shù)據(jù) %

      分析表2可知,采用3種方法多次優(yōu)化大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)后,本文方法的可靠性是99.99%,基于響應(yīng)面模型的結(jié)構(gòu)疲勞壽命優(yōu)化方法、等效結(jié)構(gòu)應(yīng)力法的可控性均低于90%。說(shuō)明本文方法優(yōu)化后的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)抗疲勞性能好,可靠性高。

      2)飛行時(shí)間

      采用3種方法多次優(yōu)化大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)抗疲勞性,并對(duì)比3種方法優(yōu)化后的機(jī)翼運(yùn)行時(shí)間,如表3所示。

      表3 3種方法優(yōu)化后大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼飛行時(shí)間 h

      續(xù)表(表3)

      分析表3可知,多次優(yōu)化后,本文方法優(yōu)化后的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼飛行時(shí)間最大值是10 492.01 h,基于響應(yīng)面模型的結(jié)構(gòu)疲勞壽命優(yōu)化方法、等效結(jié)構(gòu)應(yīng)力法優(yōu)化后的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼飛行時(shí)間始終小于本文方法。由此可知,本文優(yōu)化后的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞性能較好,機(jī)翼飛行時(shí)間較長(zhǎng)。

      3 結(jié)論

      本文研究的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞方法經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。本文方法優(yōu)化后的機(jī)翼,飛行時(shí)間高達(dá)10 484.93個(gè)小時(shí),與同類優(yōu)化方法相比,本文方法的可靠性與好評(píng)率都超過(guò)90%,性能顯著優(yōu)于同類優(yōu)化方法。

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