1740_飛機起落架機構(gòu)設計及安全性分析

1740_飛機起落架機構(gòu)設計及安全性分析,飛機,起落架,機構(gòu),設計,安全性,分析 南昌航空大學科技學院學士學位論文1符合尾隨邊緣形態(tài)變化的優(yōu)化設計劉詩禮 葛文杰 李樹軍摘要：自適應機翼一直使用柔和的技術指導變形的后緣，以改善他們的氣動性能，本文介紹了一種在分布壓力下，符合形狀變化的結(jié)構(gòu)設計的系統(tǒng)化方法。為了使需要的形狀與目標形狀偏差盡量最小，這種方法使用 MATLAB 和 ANSYS 的方式來優(yōu)化標準分布機制。這種方式通過局部優(yōu)化和遺傳算法來獲得。在優(yōu)化過程中， 許多因素應該考慮在內(nèi)，例如：空氣載荷、 輸出位移量和幾何非線性。直接搜索法適用于局部 優(yōu)化和 GA 優(yōu)化后的輸入位移量。由此產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)可以做出他們在 0 到 90。 .之間變化，模型試驗已經(jīng)確認了這種方法的可行性。關鍵詞：自適應機翼，伺服順從機構(gòu)， 遺傳算法，拓撲最優(yōu)化，分布壓力載荷，幾何非線性1．說明由于傳統(tǒng)的機翼輪廓通常是按照特定的上升系數(shù)和馬赫數(shù)設計的。他們不能隨著環(huán)境的變化而變化。Siclar 和 Austin 指出可變的后緣曲面將會產(chǎn)生比傳統(tǒng)的固定傾角機翼少 60%左右的阻力。有三種去設計可變的曲面機翼的方法。他們中的一種是傳統(tǒng)的鉸鏈機構(gòu)，然而，他會導致機翼表面的不連續(xù)性和早期氣流分流與阻力的增加。其它的則是智能材料和順從機構(gòu)，他們能實現(xiàn)平穩(wěn)的形狀變化。盡管如此，與順從機構(gòu)相比較，由智能材料制成的傳動裝置有許多不足之處。例如：能量不足；反應緩慢；強烈的滯后性；受溫度的限制；控制太多裝置的難度大。由來自柏林工業(yè)大學的用鎳鈦記憶合金作出的自適應可變拱形的機翼可以快速改變他的形狀，但他不能執(zhí)行高頻繁的變化，因為他的彈性依賴于與外部環(huán)境進行的熱量交換。順從機構(gòu)是一種單件靈活的機構(gòu)。他可以通過彈性變形傳送運動和能量。他不僅具有足夠的變形性，而且具有足夠的剛度來抵御外部的載荷。由于他的連接自由性，他沒有傳統(tǒng)所面臨的棘手問題，例如：摩擦、潤滑、噪聲、反沖。因此可以獲得平穩(wěn)的形狀變化。1994 年，一位來自密歇根大學的名叫 kota 教授首先提出順從機構(gòu)能夠使用在一項由美國空軍科學研究院辦公室提供贊助的控制靜態(tài)形狀的科學研究之中。Saggere南昌航空大學科技學院學士學位論文2和 Kota 提出了一種設計順從機構(gòu)的新方法，他們能夠使優(yōu)化目標函數(shù)曲線中的形狀變化和目標曲線的形狀誤差最小，基于他們的研究成果，Lu 提出了一種載荷路徑代表方法。然而，他的研究僅限于節(jié)點情況下的線性分析。來自于福尼亞州立學院的Good 使用順從機構(gòu)和運動漸近法來設計機翼的尾部，保證誤差在尖端最大偏差范圍之內(nèi)?；?F16 的數(shù)據(jù)， Kota 和 Hetrick 在 2004 年時間設計順從軌跡邊緣，他能在0。 到 15。 之間變化并且獲得了專利證書。來自德國航空航天中心的 Companaile 提出了模擬靜態(tài)程序設計機翼形狀控制合成靈活機構(gòu)，并指出今后的研究應將空氣載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。來自工業(yè)能源部實驗室的 Buhl 使用 SIMP 法和幾何非線性有限元法來設計順從軌跡邊緣。Flxsys Inc 在 2006 年生產(chǎn)的自適應兼容機翼。經(jīng)過了在懷特騎士飛機上的實驗。結(jié)果表明，風和標準的能在（-10 。 —10。 ）變化。在中國，適應性機翼研究一直集中在智能材料和常規(guī)機構(gòu)上，幾乎沒有人在從事帶有順從機構(gòu)的機翼研究上。楊是個例外，他分析了基于伺服彈性技術的活躍航空彈性機翼，陳和黃分別調(diào)查了兼容的離散和連續(xù)性的前沿變化。本文介紹了一種基于局部優(yōu)化和遺傳算法形狀可變機構(gòu)的設計方法，通過使用MATLAB 和 ANSYS 設計，同時將外部載荷和幾何非線性考慮在內(nèi)。2．優(yōu)化步驟2.1 確定后緣模型和目標函數(shù)如圖一所示，兩條曲線代表不同飛行狀態(tài)的軌跡邊緣。其中一邊（A 點）的結(jié)構(gòu)形狀是固定的，另一邊（B 點）將水平滑動。圖一 圖二 首先設計領域應該由最初曲線形狀所定義，包括輸出位置和邊界狀態(tài)，然后如圖二所示的被光線分成的微量網(wǎng)格模仿鳥的羽毛部分，這就是被稱為局部表面結(jié)構(gòu)方法。南昌航空大學科技學院學士學位論文3最簡單也是最有效的方法制造出平面兼容機是使用線切割技術。在優(yōu)化過程中，所有的元素使用同樣的寬度等于其厚度的梁。其中每個梁的高度是一個設計變量。為了使結(jié)構(gòu)的變形接近于目標曲線形狀，在變形曲線和目標曲線間的最小平方差是被定義的客觀職能。LSE 的定義是沿曲線上各個點位置數(shù)字的平方和，他的表達式是 其中 i（i=1,2,… ，p）是沿曲線上點的數(shù)量，p 是點的總數(shù)。 和是目標和邊界曲線變形坐標的第 i 個節(jié)點。約束條件是：其中 j（j=1,2,… ，m）是元素的數(shù)量的總和， hi 是尺寸變量， hmin 和 hmax 是所有元素的下界與上界，h b 是邊界元素的極點，d max 是黨邊界曲線上輸入無效節(jié)點時的最大彎曲，必須小于 [d] 以保證結(jié)構(gòu)的剛度，[d]是當輸入處于無效時所允許的最大彎曲變形，拓撲量 Tj 等于 1，否則當元素被淘汰時為 0。2.2 GA 優(yōu)化遺傳算法是一種在自然界上模擬選擇的優(yōu)化方法。合適的生物能最大可能性存活下來，但是劣質(zhì)品種也有機會存在。不同于連續(xù)的優(yōu)化方法，他不要求梯度的目標函數(shù)信息。每一個元素可以表示為一個拓撲量和一個尺寸變量。因此，每個個體科編碼如下： 其中 n 是除邊界元素之外元素的數(shù)量。有著同樣的高度，在整個優(yōu)化過程中的邊界元素只有一個變量代表 hb。適應性是遺傳算法優(yōu)化的評價標準。他可以從目標函數(shù)轉(zhuǎn)化為： 南昌航空大學科技學院學士學位論文4其中 β 是一個只包括雙方較差的個體參數(shù)。他的數(shù)值越小越有價值，兩個個體的適應性會有更多的不同，因此增加了雙方選擇的高度適應性。選擇控制參數(shù)在遺傳算法的收斂中扮演一個重要的角色?？偟膩碇v，交叉概率的范圍為 0.40-0.99；突變的概率為 0.00001-0.01，個體的數(shù)量為 10-200。該變量將會通過交叉和變異發(fā)生更新，因此，這個設計可能產(chǎn)生遺傳過程。2.3 適應性元素的分析由于設計變量和目標函數(shù)是有限元的，有限元分析法優(yōu)化模型是不能被用于設計符合變形的機構(gòu)中，因此，本文在 MATLAB 中的遺傳算法和在 ANSYS 中的有限元分析法。在有限元分析法中，僅只考慮幾何非線性和材料的彈性，ANSYS 能解決節(jié)點位移和元素壓力，通過刪去低應力的元素，良好的結(jié)果能被推算出來。圖三顯示了詳細的過程。南昌航空大學科技學院學士學位論文5圖三 整個的優(yōu)化過程2.4 二次優(yōu)化盡管遺傳算法可以優(yōu)化大型解空間和拓撲結(jié)構(gòu)尺寸。尺寸通常不能直接集中于優(yōu)化中，為了解決這個問題，遺傳算法優(yōu)化后，直接搜索法應該被用來在遺傳算法結(jié)果中去尋找。3.優(yōu)化的結(jié)果通過參考文獻[5]可以得出，最初的小徑邊緣尺寸減少 36%，表一列出了設計參數(shù)的大小。表一 設計參數(shù)的大小 由于位移作為輸入的使用，非線性分析難以解決和廚師壓力非常大，但他必須在三十代以后考慮。南昌航空大學科技學院學士學位論文6圖四 遺傳優(yōu)化的結(jié)果 圖五 二次優(yōu)化的結(jié)果圖四和圖五說明了遺傳算法優(yōu)化結(jié)果和二次優(yōu)化結(jié)果。表二 兩次優(yōu)化的比較從表格中可以發(fā)現(xiàn)，通過輸入位移和尺寸優(yōu)化，LSE 減少了 1.3528mm 和改善了 3.13%，變更角度增加 1.0493。 。圖六 外部載荷的分布南昌航空大學科技學院學士學位論文7圖六表示的是外部分布壓力從0到10N/mm，改變輸入位移量在最初結(jié)構(gòu)上保持11.3897mm上的參數(shù)影響結(jié)果。如果載荷保持在0-5N/mm范圍內(nèi)，優(yōu)化結(jié)構(gòu)看起來有良好的穩(wěn)定性。當外部載荷超過5N/mm時，最大壓力可能超過屈服壓力，因為這個優(yōu)化方法是基于MATLAB和ANSYS的，為了證明結(jié)果，嘗試去通過將分析結(jié)果分別輸入到ANSYS和PATRAN中，然后是他們之間的比較。如圖七和圖八所示，二者的變更有很大的共同點；在ANSYS 中是54097mm ，在PATRAN 中是54.50mm，他們的不同之處來自個體上。圖七 在ANSYS上的結(jié)果 圖八 在PATRAN上的結(jié)果另一方面，一個使用線切割技術的模型來證實分析法的結(jié)果。模型的材料同設計的一樣，都為5mm后。在試驗中，假設分布壓力載荷為零，輸入146N 的情況下，輸入位移量為11.3897mm，圖九表示的是模型和測量的結(jié)果。變更的溫度為9.3 。 。尖端為一位53mm，變更的形狀符合設計的結(jié)果。如果11.3897mm的位移量強加在模型上，理論的尖端位移量為54.796mm。因為模型和試驗臺之間存在摩擦力，測量材料和適合的結(jié)果之間會有少許的差異。南昌航空大學科技學院學士學位論文8圖九 模型和實驗的結(jié)果4.結(jié)論通過方針和實驗證明，該方法符合設計變形機制，探索出具有所需的變性效應和承受外部載荷的結(jié)果和能力的機構(gòu)。在優(yōu)化過程中，MATLAB 和 ANSYS 的聯(lián)合呈現(xiàn)程序的簡單和普遍性。堅硬的字模沒有必要頻繁的改變，同時避免有限元法編程的復雜性和使分布載荷變成節(jié)點載荷，拓撲尺寸可以同時由 GA 進行優(yōu)化，出去再 FEA之后的自由元素能加快優(yōu)化，二次優(yōu)化可以提高 GA 優(yōu)化的結(jié)果。