本文關(guān)鍵詞：基于應(yīng)變信息的飛機(jī)機(jī)翼變形測量及形變重構(gòu)理論研究

  更多相關(guān)文章： 機(jī)翼變形測量 形變重構(gòu) Ko位移理論 模態(tài)法 逆有限元法

【摘要】：隨著航空運(yùn)輸業(yè)的高速發(fā)展,以及低碳航空理念的提出,無人機(jī)、大飛機(jī)和新能源飛機(jī)等運(yùn)輸裝備已成為高精尖技術(shù)領(lǐng)域的熱點(diǎn),高空長航時飛機(jī)是其發(fā)展的方向,而高空長航時飛機(jī)一般采用輕型大展弦比柔性機(jī)翼,展弦比越大,機(jī)翼的減阻效果越突出。大展弦比機(jī)翼的尺寸大、柔性大的特點(diǎn)使得飛行過程中機(jī)翼彈性變形較大,機(jī)翼大變形影響飛機(jī)安全性和機(jī)翼結(jié)構(gòu)的可靠性。同時,飛機(jī)機(jī)翼也是天線的載體,飛行載荷導(dǎo)致天線的振幅和相位誤差,從而導(dǎo)致天線的電性能下降,如產(chǎn)生指向誤差,副瓣電平上升,增益下降。機(jī)翼變形的實時感知和形變重構(gòu)可以評估飛機(jī)的安全性,并通過一定的主動控制方法減小機(jī)翼變形,或借助補(bǔ)償措施保證天線電性能。所以,飛機(jī)機(jī)翼變形的測量及形變重構(gòu)是首先需要解決的問題。本文從結(jié)構(gòu)變形測量技術(shù)出發(fā),將變形測量技術(shù)與形變重構(gòu)理論相結(jié)合,對現(xiàn)有較為成熟的技術(shù)與理論進(jìn)行闡述,并對新的形變重構(gòu)理論展開研究,利用變形測量技術(shù),將幾種形變重構(gòu)理論應(yīng)用到實際的機(jī)翼模型中。1)以分段線性化為基礎(chǔ)的Ko位移理論,將應(yīng)變按一次分布或二次分布建立數(shù)學(xué)模型,利用應(yīng)變形函數(shù)與位移形函數(shù)的偏導(dǎo)關(guān)系,借助邊界條件求出形函數(shù)系數(shù),求得位移量;基于結(jié)構(gòu)模態(tài)信息的模態(tài)法,利用模態(tài)疊加原理,通過應(yīng)變模態(tài)和位移模態(tài)建立應(yīng)變與位移之間的轉(zhuǎn)換矩陣。以簡單的懸臂梁為算例,驗證Ko位移理論和模態(tài)法的形變重構(gòu)效果。2)基于鐵木辛柯梁理論的逆有限元法,通過實際應(yīng)變與估計應(yīng)變的最小二乘,借助應(yīng)變形函數(shù)和位移形函數(shù)建立截面應(yīng)變與位移之間的關(guān)系,截面應(yīng)變通過單元的表面應(yīng)變求得,以懸臂梁算例,使用逆有限元法重構(gòu)出懸臂梁的6個位移分量,驗證其形變重構(gòu)效果。3)參考實際的機(jī)翼結(jié)構(gòu),設(shè)計機(jī)翼骨架模型,借助Ansys有限元分析軟件建立機(jī)翼有限元模型,進(jìn)行三種形變重構(gòu)方法的仿真計算,得到仿真計算精度;加工機(jī)翼模型,搭建實驗平臺、應(yīng)變測量系統(tǒng)和位移測量系統(tǒng),將實際測量的應(yīng)變信息分別代入三種形變重構(gòu)理論計算得到機(jī)翼形變量,提出根據(jù)實際機(jī)翼模型形函數(shù)為參考,擬合應(yīng)變數(shù)據(jù)代入計算,有效地改善逆有限元法的形變重構(gòu)精度。逆有限元法不需要結(jié)構(gòu)的載荷信息和材料屬性,同一組應(yīng)變信息重構(gòu)結(jié)構(gòu)的6個位移分量,而Ko位移理論和模態(tài)法同一組應(yīng)變信息只能重構(gòu)單方向的形變,對于桁架式等復(fù)雜結(jié)構(gòu)具有局限性,而逆有限元法應(yīng)用到復(fù)雜結(jié)構(gòu)靈活性更強(qiáng)。
【關(guān)鍵詞】：機(jī)翼變形測量 形變重構(gòu) Ko位移理論 模態(tài)法 逆有限元法
【學(xué)位授予單位】：西安電子科技大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V224
【目錄】：

• 摘要5-6
• ABSTRACT6-11
• 符號對照表11-13
• 縮略語對照表13-16
• 第一章 緒論16-26
• 1.1 研究背景16-18
• 1.2 結(jié)構(gòu)變形測量概述18-21
• 1.3 機(jī)翼形變重構(gòu)理論方法研究現(xiàn)狀21-23
• 1.3.1 形變重構(gòu)理論研究的意義21
• 1.3.2 機(jī)翼形變重構(gòu)理論國內(nèi)外研究現(xiàn)狀21-23
• 1.3.3 機(jī)翼形變重構(gòu)方法的評價指標(biāo)23
• 1.4 本文主要工作23-26
• 第二章 機(jī)翼形變重構(gòu)理論研究26-44
• 2.1 引言26
• 2.2 機(jī)翼形變重構(gòu)理論26-32
• 2.2.1 Ko位移理論26-30
• 2.2.2 模態(tài)法30-32
• 2.3 仿真算例及分析32-42
• 2.3.1 仿真算例32-36
• 2.3.2 算例計算結(jié)果對比36-39
• 2.3.3 兩種形變重構(gòu)理論形變重構(gòu)精度影響因素分析39-42
• 2.4 本章小結(jié)42-44
• 第三章 逆有限元法的理論研究44-60
• 3.1 引言44
• 3.2 基本梁理論44-47
• 3.2.1 歐拉-伯努利梁理論44-45
• 3.2.2 鐵木辛柯梁理論45-47
• 3.3 逆有限單元理論47-54
• 3.3.1 逆有限元法的數(shù)學(xué)模型47-49
• 3.3.2 位移形函數(shù)的確定49-50
• 3.3.3 單元表面應(yīng)變與截面應(yīng)變之間的關(guān)系50-54
• 3.4 仿真算例及分析54-58
• 3.4.1 仿真算例54-55
• 3.4.2 算例結(jié)果分析55-57
• 3.4.3 逆有限元法形變重構(gòu)精度影響因素分析57-58
• 3.5 本章小結(jié)58-60
• 第四章 三種形變重構(gòu)理論在機(jī)翼有限元模型中的應(yīng)用60-68
• 4.1 引言60
• 4.2 機(jī)翼有限元模型60-63
• 4.3 三種方法在機(jī)翼有限元模型中的應(yīng)用63-66
• 4.3.1 應(yīng)變提取及施加載荷63-64
• 4.3.2 三種方法的計算結(jié)果比較64-66
• 4.4 本章小結(jié)66-68
• 第五章 三種形變重構(gòu)理論在機(jī)翼實驗?zāi)Ｐ椭械膽?yīng)用68-78
• 5.1 引言68
• 5.2 實驗對象與測量系統(tǒng)68-73
• 5.2.2 實驗平臺68-69
• 5.2.3 實驗對象69-70
• 5.2.4 應(yīng)變測量系統(tǒng)70-72
• 5.2.5 位移測量系統(tǒng)72-73
• 5.3 實驗內(nèi)容73-74
• 5.3.1 傳感器的安裝73
• 5.3.2 應(yīng)變測量系統(tǒng)的標(biāo)定73
• 5.3.3 加載實驗73-74
• 5.4 實驗結(jié)果及分析74-77
• 5.5 本章小結(jié)77-78
• 第六章 總結(jié)與展望78-80
• 6.1 總結(jié)78-79
• 6.2 展望79-80
• 附錄80-82
• 參考文獻(xiàn)82-86
• 致謝86-88
• 作者簡介88-89

【參考文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前1條

1 李廣義;國外大型軍用運(yùn)輸機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢[J];航空制造技術(shù);2005年09期

，

本文編號：919834