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篇1：歼击机进气道结构强度设计方法研究
歼击机进气道结构强度设计方法研究
重点介绍了基于几何非线性和总体-局部(GLOBAL-LOCAL)求解策略的`进气道结构强度仿真分析技术,以此技术建立先进的进气道结构强度设计方法.该方法精度高,工程实用性强.该方法对现代歼击机进气道结构设计能够大幅度提高进气道结构强度品质,降低设计成本,提高设计一次成功率.给出了应用实例.
作 者：许泽 许希武 曾宁 李秋龙 Xu Ze Xu Xiwu Zeng Ning Li Qiulong 作者单位：许泽,Xu Ze(南京航空航天大学,南京,210016;成都飞机设计研究所,成都,610041)许希武,Xu Xiwu(南京航空航天大学,南京,210016)
曾宁,李秋龙,Zeng Ning,Li Qiulong(成都飞机设计研究所,成都,610041)
刊 名：应用力学学报 ISTIC PKU英文刊名：CHINESE JOURNAL OF APPLIED MECHANICS 年，卷(期)： 23(1) 分类号：V228.7 关键词：飞行器结构力学 进气道 强度设计 几何非线性 仿真篇2：液压支架强度可靠性优化设计方法研究论文
液压支架强度可靠性优化设计方法研究论文
1基于最大应力约束的强度可靠性优化设计
1.1优化变量设定
在对液压支架掩护梁结构进行优化的阶段中，液压支架中的主要参数以及空间尺寸已经基本完成设计，为恒定状态。因此，设计变量可以选取支架主要部件所对应的钢板厚度，同时可在有限元优化中对其初始值进行定义。假定对于液压支架掩护梁而言，3个板厚分别定义为T1，T2，T3，均为设计变量，T1取值为25.0mm，为掩护梁竖筋板板厚，T2取值为25.0mm，为掩护梁上顶板板厚，T3取值为25.0mm，为掩护梁下腹板板厚。该状态下掩护梁整体质量为3345.0g。
1.2有限元优化分析
在有限元分析过程当中，选择掩护梁受力条件最为恶劣的偏载工况作为加载方式。在此工况下，整个液压支架的实验高度取值为2400.0mm。应力极限值在460.0MPa范围内，因此可设定掩护梁重量最小作为强度可靠性优化设计的基本目标。同时，遵循现行国家标准，将设计变量的增长步长设置为5.0mm。同时，对于液压支架而言，厚度在15.0mm以下的板材较为单薄，与液压支架其他组件结构无法相互配合，因此缺乏实际意义，故而在可靠性优化设计分析中，按照下表方式选择板厚，计算相应的组合方案。
1.3有限元优化结果分析
根据在不同组合方案下得到的数据分析来看，按照表1所取值IDE各种板厚组合方案均能够满足液压支架掩护梁结构强度可靠性优化设计中“掩护梁最大受力不超过屈服极限水平”的要求。在此状态下，在液压支架重量取最小值时，板材厚度T1，T2，T3均取值为20.0mm，与之相对应的探测点1应力水平为398.9MPa，探测点2应力水平为413.7MPa，可以满足应力标准要求，对应的液压支架掩护梁质量水平为2992.29kg。
2基于疲劳寿命约束的强度可靠性优化设计
由于在现行国家标准《煤矿用液压支架第一部分（通用技术条件）》中，已经针对液压支架疲劳强度实验方法与结果提出了严格要求，因此在液压支架实验中仅需要满足要求即可，无需过分追求较大的疲劳寿命水平。从这一角度上来说，在对液压支架强度可靠性进行优化分析的过程中，不需要单独将液压支架疲劳寿命作为优化目标，将其满足循环寿命作为可靠性优化中的约束条件之一。从这一角度上来说，对于液压支架掩护梁而言，基于疲劳寿命约束的强度可靠性优化设计可以从如下角度进行分析
2.1设定负载水平
在现行国家标准《煤矿用液压支架第一部分（通用技术条件）》中，耐久性试验规范中要求采取内加载方式进行循环加载，加载压力交替设置为1.05*额定工作压力以及0.25*额定工作压力。加载周期按照规范标准，设定为0次。
2.2有限元优化分析
有限元分析过程当中，结构材料为Q460，弹性模量取值为210000.0MPa，密度标准值为7.85kg/m3，泊松比取值为0.3，结构屈服强度取值为460.0MPa。根据结构优化分析数据表，可在满足所设定疲劳寿命（即加载周期20000次）的`条件下，最优方案为板材厚度T1，T2，T3分别取值为20.0mm，20.0mm，以及25.0mm，与之相对应的探测点1寿命水平为3.2*104，探测点2寿命水平为2.6*104。
3可靠性优化设计结果分析
根据以上分析数据，在最终确定可靠性优化设计方案的过程中，可以首先考虑适当减小T1板材厚度，然后可对T2板材厚度进行调整，最后是对T3板材厚度的控制。根据有限元分析结果，在满足液压支架掩护梁疲劳寿命以及应力水平基本要求的前提下，可先选几组性能较好的数据作为优选方案，展开进一步分析。备选数据方案如下表所示。
4结束语
对以上各个方案的可靠性优化结果进行对比分析：其中，对于A方案而言，在该组合下，液压支架掩护梁质量减小比例最大，虽然疲劳寿命有一定程度上的下降，但仍然能够满足所设定疲劳寿命（即加载周期20000次）的基本要求，同时应力变化较小。对于B方案以及C方案而言，虽然疲劳寿命取值有一定程度上的提高趋势，但同时应力值也对应下降，液压支架掩护梁质量减小状态不理想。对比A方案，D方案虽然能够使液压支架掩护梁的整体重量得到控制，但液压支架掩护梁的应力水平以及疲劳寿命改善效果均不理想。E方案虽然能够增大疲劳寿命，但也同时降低了最大应力水平，导致液压支架掩护梁质量与优化前差异不明显。故而，最终选择A方案作为可靠性优化方案。
篇3：西安地区马兰黄土的结构强度研究
西安地区马兰黄土的结构强度研究
对西安地区马兰黄土进行了单轴和常规三轴压缩试验,研究了含水量及围压对其结构强度的影响.结果表明,单轴条件下黄土结构强度随含水量增加呈线性减少,常规三轴条件下含水量和围压对其结构强度有着明显的影响.运用莫尔-库仑理论进一步研究了强度参数C、φ随含水量的变化规律,为西安地区地质灾害防治及工程设计提供依据.
作 者：何青峰 林斌 赵法锁 HE Qing-feng LIN Bin ZHAO Fa-suo 作者单位：何青峰,赵法锁,HE Qing-feng,ZHAO Fa-suo(长安大学地质工程与测绘工程学院,西安,710054)林斌,LIN Bin(安徽理工大学土木工程系,淮南,23)
刊 名：水文地质工程地质 ISTIC PKU英文刊名：HYDROGEOLOGY AND ENGINEERING GEOLOGY 年，卷(期)： 34(5) 分类号：P642.13 TU411.3 关键词：西安地区 马兰黄土 含水量 结构强度篇4：一种、高效的结构优化设计方法研究
一种实用、高效的结构优化设计方法研究
采用泰勒(Taylor)公式将原数学规划问题中的目标函数归并成对数形式下的`二次函数,并采用丢芬(Duffin)公式将原数学规划问题中的约束函数归并成单项式,再取对数,使其转化成线性函数,形成二次规划问题.然后用广义乘子法来求解二次规划问题.最后用一实例对该方法进行验证.
作 者：张玉珠 张亚 Zhang Yuzhu Zhang Ya 作者单位：北京航空航天大学,宇航学院 刊 名：北京航空航天大学学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF BEIJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS 年，卷(期)： 25(6) 分类号：V214.19 关键词：结构优化 数学规划 二次规化篇5：航天器桁架结构快速设计方法研究论文
引言
桁架具有净空间值高、受运载包络限制少等优点，多为高次超静定结构且刚度和整体性较好，因而越来越多地作为主承力结构应用到航天器结构中，且其结构形式呈现大型化、复杂化的发展趋势。
当前，随着航天事业的快速发展，航天器结构设计面临着‘‘设计约束多样、迭代更新频繁、周期控制困难”的局面。而在传统设计模式下，桁架设计不仅需经过概念设计、详细设计等多个阶段迭代，设计工作量大且周期冗长m。同时，由于参照关系和装配关系复杂多样，常出现桁架结构基础数据修改而导致模型再生失败的现象,大大影响了设计效率，无法满足“快速响应设计约束、迭代更新高效”的需求。因此，亟需采用新的技术方法来提升桁架结构设计效率，促进桁架结构的应用和发展。
本文针对传统桁架结构设计的弊端，基于自顶向下(Top-)own)模式和参照柔性相关思想，提出了航天器桁架结构快速设计方法。实际应用验证表明,航天器桁架结构快速设计方法逻辑关系明确，简便实用,能够实现结构元件自动创建和装配，快速响应外部约束并自适应更新，确保设计状态的迭代有效可控，能显著提升桁架结构设计效率，可推广应用于航天器桁架结构设计。
篇6：航天器桁架结构快速设计方法研究论文
相对而言,桁架构型复杂、部件繁多、连接关系多样，如何实现管控构型、自动创建部件、快速装配是桁架设计的关键，而基于Top-)own模式,运用参照柔性相关的装配方法和多级骨架模型能够有效解决这些问题，实现桁架结构的快速设计和更新。
1.1基于Top-Down模式的桁架结构设计
Top-)own模式要求先进行系统全局设计,使全局设计能够初步满足设计约束要求，而后才在全局设计的框架下进行详细设计，其本质上是设计数据从系统顶部传递到底端的过程。这种模式符合渐进设计过程和人员思维方式,且因自上而下的信息传递可以有效地适应外部需求变化而进行结构设计重构，极大地便利了设计状态的迭代和更新。
Pro/E软件提供了多种形式的数据传递方法实现Top-Down模式设计,骨架模型是其中较为常用的一种。骨架模型通常由基准面、基准线、基准坐标系和外形曲面组成，能够直观地表达空间包络约束和与设计有关的特征。通过骨架模型，一方面在设计初期就能够确定设计意图,定义初步的产品结构，另一方面可利用骨架模型传递信息的能力,将设计意图传递贯穿系统设计的全过程，便于自上而下的参数化设计变更[2。
对于航天器桁架结构而言，运用自顶向下设计模式，建立桁架系统自上而下的骨架模型,利用骨架模型作为信息传递载体,在概念设计阶段通过对总体布局、外部参照等进行抽象和空间几何构建，将产品的功能规划转化为产品设计需求,反映产品的空间布局、拓扑关系等&],进而使产品设计趋于清晰，便于设计模型的确立；其次，基于自顶向下的信息传递和继承，设计意图和约束能够充分贯穿整个系统，辅以骨架模型驱动的产品参数化设计和变更，既能够非常方便地通过对上层基本骨架的调整来实现对下层设计的调整和修改，又不会影响到整个产品的装配关系，降低了设计模型迭代更新失败的风险。
1.2参照柔性相关
虽然基于自顶向下模式采用骨架模型进行数据信息传递，能够便捷地传递和继承约束信息，加强系统控制能力，但在详细设计过程中，仍存在着一个不容回避的事实，即基于Top-Down模式的设计将在设计模型中引入复杂直接参照关系，一旦出现元件替换、增删等情况，原有参照关系中的某一参照源就可能丢失,进而使设计状态失控，引发一系列问题。
为了确保设计状态有效可控，需要在自顶向下的设计过程中对各个层级参照源和参照关系进行归并和统一，避免形成复杂参考关系，保证设计状态的`独立性和参照关系传递的准确性。
从Pro/E软件的设计思想上来看，参照是Pro/E全参数化建模的灵魂，其本质是特征或组件的定位标识，系统根据这些标识构件特征或定位组件。基于参照的本质，运用“参照柔性相关”的设计思想，在数据信息传递过程中，从骨架模型外部添加与骨架模型中参照源柔性相关的新参照源并进行传递。通过骨架模型和柔性参照两者的结合，不仅能够对设计模型的参照源进行归并和统一，简化内部参照关系，还能借助全面统一的基础参照，发挥骨架模型对设计状态的控制，确保设计状态的独立性,减少设计再生失败的现象。
篇7：航天器桁架结构快速设计方法研究论文
按照Top-Down模式,航天器桁架结构的设计过程分为结构全局设计、多级骨架模型创建、部件自动创建与装配设计3个环节。
2.1结构全局设计
航天器桁架结构的装配层级通常为“系统-舱段-部件”。基于Top-Down模式的结构全局设计主要针对系统和舱段进行,是确定桁架包络空间、构型的关键步骤。典型的结构全局设计流程如图1所示。
结构全局设计主要包括：
1)设计约束导入。全局设计的约束主要有外部参照、总体布局等，通常以基准坐标系、基准线、基准面和空间几何等形式反映到全局设计中。这些约束信息不仅表征结构构型的布局包络、设计空间等信息，还将作为系统顶级约束,在必要的时候向下级传递。
2)拓扑关系构造。在设计约束已知的前提下，通过对系统装配层级的分解和子级包络约束等，定义系统拓扑关系的构造，获取系统装配层级和子级包络以及基本元件的空间分布。
3)提取基础数据描述。根据系统的拓扑关系，提取桁架接头元件中心点，运用柔性参照相关的方法,基于基准坐标系对中心点进行一致性描述，使其获取柔性参照关系,形成结构空间构造的基础数据描述，为后续骨架模型和部件创建与装配等提供基础参照。
2.2多级骨架模型创建
结构全局设计获取了桁架结构拓扑关系和空间构造的基础数据描述，而据此进行的多级骨架模型创建则是将全局设计由模糊概念向清晰构型转化的关键步骤。
在通常情况下，结构元件作为系统的基本单元不需要布局骨架模型，骨架模型只需布局于系统和舱段级。因此，桁架结构多级骨架模型创建主要包含系统级骨架模型创建和舱段级骨架模型创建2个方面。
1)系统级：创建结构系统骨架模型，定义系统的纵、横向骨架模型。在系统级，主要围绕系统拓扑关系开展骨架模型创建。为保证系统级骨架对系统模型具有足够的控制能力，需在统一空间描述的基础上，依据自顶向下的思路和结构拓扑关系，对子级骨架包络进行分解和归并，形成清晰明确的子级骨架连接关系和界面。
2)舱段级：继承系统骨架模型，创建舱段级骨架模型。在舱段级，主要围绕子级拓扑关系开展骨架模型创建。基于全局设计阶段形成的基础数据描述和对系统级骨架模型充分的继承，利用基础数据描述和基准面、空间曲线等元素,创建舱段级结构骨架模型。在舱段级骨架创建过程中，依据中心点基础参照,运用柔性参照相关的方法，通过参数化的接头杆件偏离关系,标定杆件装配局部坐标系，确保自上而下的骨架模型信息传导的正确性和控制能力，为后续部件创建和装配设计提供了统一参照。典型的桁架结构多级骨架模型创建如图2所示。
2.3部件设计与装配设计
通过创建多级结构骨架模型，形成了具有足够控制能力的多级骨架模型，使桁架构型逐步清晰。基于此，只需利用骨架模型的信息，即可完成部件自动创建和装配设计，实现桁架结构的实体化充实。
2.3.1桁架杆件和桁架接头设计
由于舱段级骨架模型固化了桁架杆件的空间信息，因而需要充分利用舱段级骨架标定的空间位置信息，通过预置杆件模板，设计并创建骨架模型中特定曲线处的结构杆件。
在中心点基础数据描述的基础上，结合杆件与中心点之间的柔性参照关系以及骨架模型中定义的延伸方向，复制并向接头设计空间映射杆件几何截面信息,通过简单的实体特征操作，即可以全自适应的方式快速设计和创建桁架接头。
2.3.2装配设计
避免过于复杂冗长的参照装配关系，是实现桁架结构快速迭代更新的重要保证。为确保桁架结构元件参照装配关系紧凑，充分利用自上而下的骨架对结构元件的有效控制，借助于多级骨架模型和柔性参照关系,采用统一参照、坐标系装配的形式,使得元件在设计前已经具有配合关系。创建及装配都在装配关系中进行，元件之间拥有共同的基础参照和一致的骨架模型，可有效地避免设计再生失败。与此同时，由于骨架模型间接的表征结构元件之间的装配关系，因而在完成结构设计后，可以通过可变参数的调整，非常方便地引起结构元件的适应性调整，极大地便利了结构三维设计。
篇8：航天器桁架结构快速设计方法研究论文
为简化行文,本文以单一装配层级的桁架结构为例，阐述桁架快速设计方法的应用。
3.1桁架结构的全局设计
在桁架结构全局设计阶段,依次进行设计约束导入、拓扑关系构造、基础数据描述提取等步骤。
1)根据运载包络、布局需求等，抽象结构设计的外部约束,形成桁架结构统一的基础参照等；
2)在设计空间内进行结构拓扑关系构造,获取系统装配层级和桁架接头杆件的空间分布；
3)基于统一的基础参照，提取桁架接头中心点并进行一致性描述，使中心点获得局部参照基准。
结构全局设计最终形成的是桁架空间构造的基础数据描述，主要包括基础参照、中心点空间位置和一致性描述局部参照基准等，具体如图3所示。
3.2桁架结构多级骨架模型创建
根据全局设计获得的桁架结构基础数据描述，利用曲线将中心点首尾连接形成空间曲线，代表桁架杆件空间位置。逐一连接各中心点，直至生成结构骨架模型。结构骨架模型包含基准坐标系、基础参照、桁架基础数据描述和空间曲线等。典型的结构骨架模型如图4所示。
为了确保自上而下的骨架模型信息传导的正确性和控制能力，将中心点作为部件的柔性装配参照，创建结构杆件装配局部坐标系（如图5所示），设置该局部坐标系与接头中心点局部坐标系之间的偏离关系。
3.3接头杆件自适应创建与装配设计
在前述结构骨架模型的基础上，根据结构杆件装配局部坐标系标定的空间位置，选择杆件模板并创建骨架曲线处的结构杆件，复制并向接头设计空间映射杆件截面几何，形成接头各通几何截面,根据杆件装配局部坐标系与接头中心点局部坐标系之间的偏离关系，以全自适应的方式创建生成桁架接头。杆件、接头创建如图6所示。
借助于多层次骨架模型和柔性参照关系，采用缺省坐标系对齐装配等形式，使得部件之间拥有共同的参照基准和骨架模型，可以有效地避免结构设计再生失败，能保证骨架模型对桁架结构的有效控制。桁架结构设计完成后，仅调整骨架模型的可变参数，即可引起结构杆件和接头的适应性调整。典型桁架结构的创建与装配如图7所示。
4结束语
针对传统结构设计模式与当前航天器桁架结构快速设计需求的差距，本文基于Top-)own模式和参照柔性相关思想,提出了航天器桁架结构的快速设计方法。实际应用验证表明：基于Top-Down设计模式,采用多级骨架模型和参照柔性相关的桁架结构设计方法，具有逻辑关系明确，简便实用等特点，能够实现部件自动创建和装配，加快结构设计对外部约束的响应，能确保设计状态的自适应更新有效可控，显著提升航天器桁架结构设计效率，可推广应用于航天器桁架结构设计。
