本文關鍵詞： 有限元 機身結構 復合材料 傳力路徑 拓撲優(yōu)化 響應面法　出處：《南京航空航天大學》2015年碩士論文　論文類型：學位論文

【摘要】：現代無人直升機作戰(zhàn)效能的發(fā)揮,很大程度上依賴于其平臺性能,而持續(xù)的戰(zhàn)場感知能力對機身攜帶的燃油量和機體重量提出了更高的要求。結構重量通常在整機重量中占比很大,可達到整機空重的三分之一,其中機身結構是降低整機空重的重要設計對象。傳統(tǒng)直升機機身結構由于材料和設計方法上的限制,通常重量偏大,結構冗余過多,重量效率不高,無法攜帶更多燃油。隨著復合材料工業(yè)的迅猛發(fā)展,以及相關工程應用經驗的逐漸積累,隨著尺寸優(yōu)化、形狀優(yōu)化、拓撲優(yōu)化等一系列優(yōu)化設計方法的出現,高重量效率的輕質機身結構方案在設計過程中逐漸得以實現。本文在參考多種無人直升機機體結構設計方案的基礎上,首先根據無人直升機總體布置設計要求,結合拓撲優(yōu)化設計,得出主體結構最優(yōu)傳力路徑,形成初始的機身結構方案。然后通過ANSYS軟件對上述結構進行有限元建模分析,校核其強度和剛度,進行初始機身結構方案的設計完善,得到滿足強度剛度要求的機身結構可行方案。最后采用基于響應面的優(yōu)化方法對復合材料方案進行了參數優(yōu)化設計分析,形成了完整的拓撲建模-結構分析-參數優(yōu)化設計流程。通過這一系列建模分析優(yōu)化,最終得出了滿足重量效率指標的輕質機身結構優(yōu)化設計方案。本文結合機身結構方案設計研究,詳細討論了兩類優(yōu)化設計方法,具體包括三個方面:(1)通過拓撲優(yōu)化給出中機身核心承力設計域的最優(yōu)結構形式;(2)根據Puck失效準則給出復合材料鋪層中相鄰層夾角過大可能導致的失效形式;(3)基于響應面優(yōu)化(RSM)結果,得到機身分段結構的承力特征,并給出相應的復合材料鋪層方案設計原則。本文完整的建模分析優(yōu)化思路對輕質機身結構設計具有重要參考價值。
[Abstract]:The combat effectiveness of modern unmanned helicopter depends on its platform performance to a great extent. However, sustained battlefield perception requires higher fuel capacity and body weight. The structural weight usually accounts for a large proportion of the whole machine weight, which can reach 1/3 of the empty weight of the whole machine. The fuselage structure is an important design object to reduce the empty weight of the whole machine. Because of the limitation of material and design method, the traditional helicopter fuselage structure is usually too heavy, redundant and inefficient. With the rapid development of composite material industry and the gradual accumulation of engineering application experience, with the size optimization, shape optimization, topology optimization and so on, a series of optimization design methods appear. The lightweight fuselage structure scheme with high weight efficiency is gradually realized in the design process. Based on the reference of a variety of unmanned helicopter airframe structure design scheme, first of all according to the overall layout of unmanned helicopter design requirements. Combined with the topology optimization design, the optimal force transfer path of the main body structure is obtained, and the initial fuselage structure scheme is formed. Then the finite element modeling analysis of the above structure is carried out by ANSYS software, and the strength and stiffness of the structure are checked. The design of the initial fuselage structure is improved and the feasible scheme of the fuselage structure is obtained. Finally, the optimization method based on the response surface is used to optimize the design of the composite material. A complete process of topology modeling, structure analysis and parameter optimization design is formed. Finally, the optimal design scheme of lightweight fuselage structure is obtained, which meets the weight efficiency index. In this paper, two kinds of optimization design methods are discussed in detail combined with the research of fuselage structure scheme design. It includes three aspects: (1) the optimal structure form of the center fuselage core bearing design domain is given by topology optimization. (2) according to the Puck failure criterion, the failure forms which may be caused by the excessive angle of adjacent layers in composite laminates are given. 3) based on the response surface optimization (RSM) results, the bearing characteristics of the fuselage segmented structure are obtained. The corresponding design principle of composite lamination scheme is given. The whole modeling and optimization method has important reference value for the design of light fuselage structure.
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：V275.1

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