先进的设计全面活跃的变形下垂的鼻子

文摘

介绍变形下垂的鼻子构思的设计增加的性能,尤其是条件twin-prop支线飞机,同时确保机翼的自然流层流性。从获得的结果在前一个阶段,主要关注性能增强,进行了详细的结构设计。一个可行的解决方案的主要目标是实现基于使用传统材料,如铝合金和玻璃纤维内部结构的皮肤。完成装置的有限元模型生成的三维形状质量评价和皮肤结构验证。应力分析高保真模型单一适应肋骨也执行。与此同时,各种设计方面进行评估,如安装和检验问题,驱动功率和重量方面的考虑。所有这些需求导致的定义一个设备先进、完整的解决方案,实现一个具体的CAD模型。最终验证虚拟样机评估设备的功能附加到翼盒。此外,鸟影响安全的前沿是演示了根据认证规则。

1。介绍

在天空干净的框架2 REG-IADP AIRGREEN 2(银2)项目,许多变形概念分析应用于下一代twin-prop地区运输机。发达的设备之一,是鼻子变形下垂,其目的是在起飞和降落时达到所要求的高扬程性能,与此同时,保持最佳的自然层流机翼(NLF)形状克鲁斯。

采用变形的尖端设备可以确保所需的高扬程性能,以及提高效率对基线配置,也考虑到通常支线飞机不采用传统的板条。

从空气动力学的角度来看,最优的设计目标是定义下降法实现所需的性能和形状。主要的挑战是设计一种结构能够保证预期目标形状,同时满足认证规则。事实上,变形结构的设计是一项艰巨的挑战,由于当代存在相互冲突的需求(1),如足够的灵活性要求完成形状变化加上典型的承载能力。这里的方法提出了这种变形装置的设计是基于内部的结构连接到一个柔性复合材料的皮肤。

在过去的十年里,PoliMi参与了几个项目,通过这个作者获得变形结构的设计技术的一个重要背景应用程序(2- - - - - -4]。开发设计过程主要是基于多级多学科优化循环(5]。在第一阶段,执行一个气动优化和结构约束的定义的最优目标形状根据需求。后,用多目标优化分析找到一个内部结构基于分布式合规理念(6];刚度是有效的分配,这样,一旦驱动,结构的变形产生目标符合空气动力学的形状。之后,使用额外的优化工具,并进一步考虑包含在设计过程中增加的详细级别的最终解决方案。

设计过程的结果被认为是下垂的鼻子设备初步提出了(7]。摘要虚拟样机完成,包括一些技术方面,目的是增加了TRL (TRL)变形的装置。从结构的角度来看,一个特殊的努力致力于皮肤材料的选择以达到平滑变形表面。关于内部结构,它必须找到一个可行的解决方案能够承受外部载荷没有明显的变形和强度范围内采用的材料。最后一点尤其重要,因为大要求部署的设备原因高强调结构,已经看到在之前的作品;因此,必须特别关注满意度的压力限制。动作时间和权力必须分析检查如果他们同意初始需求。此外,选择执行机构必须符合可用的空间。体重的评价也很重要,为了估计如果整体完整的设备结构,驱动,连接可以保证预期的增强表现,已经由最初的空气动力计算分析。该设备必须满足其他需求相关装配在飞机和可能性进行定期检查。 Moreover, due to the flexibility of the leading-edge skin, the structure itself is not able to pass bird impact test; hence, an appropriate support structure is required; also in this case, the conceived solution must fit in the available space. Final verification includes the analysis of the mutual interaction between the wing-box deformation and the droop nose deployment.

本文组织如下。部分2描述了下垂的鼻子设备及其布局的要求,采用了设计过程和由此产生的配置。部分3地址精炼设备的结构设计,而部分4压力验证报告。部分5说明所选择的技术解决方案的各种特性,如驱动的类型,其安装和所需的电力,而且重量考虑,装配和检验的问题。然后,部分6论述了验证的下垂鼻子/翼盒交互和保护鸟类的影响。最后,部分7整个工作的结论。

2。变形下垂的鼻子

认为前沿变形装置被设计成安装在90名乘客,双胞胎自营支线飞机,这是一个参考飞机的Regional-IADP平台,在干净的天空2 AIRGREEN项目的框架。表1报告参考飞机的主要特征。

根据变形前缘翼布局,由舷内区域,从翼根发动机舱,和舷外地区后继续发动机舱翼尖。弦向的扩展定义的设备是通过考虑前面晶石位置在当地16%的和弦。

2.1。最初的设计要求

鼻子变形下垂的主要目标是机翼失速延迟起飞和降落条件,提高最大升力系数。与此同时,皮肤表面必须光滑为了保持流层流性,而且步骤和差距是不允许的。对于最大升力系数,要求增加2.4%的起飞条件和1.7%降落条件的参考配置。这些值必须通过联合使用的解决尖端设备和后缘变形皮瓣发达那不勒斯大学(8,9]。

关于驱动系统,将机电驱动(EMA)必须安装执行设备的部署。此外,动作时间的未变形的最大挠度的位置必须小于20多岁。结构设计和驱动的选择应该遵循最低重量的要求。

下垂的鼻子的两个主要组件装置连续变形皮肤连接到20等距的兼容的肋骨,这构成了内部结构构思产生形状的变化。连接是通过一些扩展在整个跨度的加强剂,使皮肤所需的变形均匀的方向。由于分布式合规理念,内部结构可以转换的一个点的位移,定义为输入点,附件控制位移的点在皮肤上,定义为积极的输出点。肋骨的输入点连接到结束的运动链,这是感动的旋转执行机构的驱动轴。致动器是用来实现变形配置还保持前沿固定在初始配置。在这两种情况下,相应的气动载荷应用于外表面。

完整的支线飞机配备了变形下垂的鼻子是描绘在图1。

2.2。初步设计

最优执行外部形状的定义根据aero-structural优化循环(10]。目标函数的形状优化过程旨在最大化下垂沿着翼展和偏转,同时,降低了阻力系数。考虑飞行条件着陆配置10度。三个参数识别部分用于引入变形形状的变化。关于限制,一个线性偏转法律知识舷外地区实施的方向。此外,有两个结构性限制:第一个是有关皮肤紧张,由几何因素评估基于曲率的变化,第二个是有关翼盒隐式约束(10]。特别是,容许皮肤轴向应变为零,根据等截面长度(CCL)概念(5),而正常应变由于弯曲必须限制在1%以下,这对应于一个皮肤最大曲率的变化20 1 / m。

执行的空气动力学分析是为了解决者,这是一个完全耦合隐式代码,基于积分边界层(IBL)相互作用[11]。下垂的鼻子偏转结合传统的后缘襟翼的扩展,哪个位置是由于旋转和翻译的结合,它被设置为30度左右。

尖端的形状从形状优化的特点是一个常数下垂偏转 内侧区域,而线性偏转法舷外地区从上述价值 在第一部分的副翼,然后逐渐消失。获得的目标形状的内侧区域可见图1。

详细的三维运行计算的三维机翼执行使用那里埃尔莎软件(12完全湍流模式,评估提高气动效率和失速发病的一个重要延迟使用变形设备。起飞和降落航班条件进行了分析,比较之间的飞机表演进行了配置和不变形下垂的鼻子。这个设备会导致一个常数减少阻力系数在整个范围的升力系数。在起飞配置中,下垂的影响鼻子的升程曲线显示了失速角增加2.5°。在着陆的配置中,使用变形下垂的鼻子会增加大约5°的失速角。下垂的鼻子着陆条件必须保证最大升力系数满足AG2-NLF飞机性能(13]。

后最佳的空气动力学形状的定义根据需求,一个专门的优化过程是采用最优的设计,使内部的结构,一旦驱动,实现最优目标之前定义。这个设计阶段是基于多目标遗传算法耦合加载路径的表示和一束内部有限体积模型解算器(2,5]。这种多目标方法,纳入一个精英nondominated排序遗传算法(NSGA-II) [14),适用于处理相互冲突的需求的外部形状变化和承载能力。事实上,不同的目标函数同时最小化的算法,即:(i)之间的最小二乘误差实现变形形状和目标;(2)在传统结构的应变能配置;(3)兼容的肋骨的应力变形的配置。最小二乘误差的分析计算和应力考虑空气动力载荷与变形的配置(着陆条件)。传统的气动载荷配置(巡航条件)应用于应变能的计算。这个函数的最小化保证负载下鼻子尽可能僵硬;这是一个结构性的要求每一个气动控制面。

最后的优化过程中,选择最优解产生帕累托前沿。

已经解释说,内部结构由20等距的肋骨,但优化工作描述一个肋骨,考虑二维模型的梁元素的肋骨和皮肤。皮肤夹对应的晶石,驱动力量是应用于肋骨的输入点设备驱动时,在这一点上保持固定时锁定装置。结果根肋骨拓扑优化的解决方案,代表了整个结构设计过程的起始点(7]。图2显示解决方案的拓扑变形装置的配置。

这个拓扑方案初步设计中发现显示了一些临界点。首先,内部结构构思变形形状的皮肤承受很高的压力达到541 MPa,不兼容传统铝合金的强度通常采用在航空领域。出现这样的高水平的压力是由于需要达到要求部署角度与当地有限的和弦尖端设备的延伸。另一个问题是相关的必要性为可访问性的目的有一个检查小组,以铅致动器的维护。对待这两个方面在随后的内部结构的详细设计。

另一个重要的问题将下垂的知识扩展的鼻子。事实上,自舷外地区是锥形的,它需要适当的注意保证沿跨度均匀偏转行为。采用的方法是从获得解决方案,利用在下一节中描述的优化分析。

3所示。设计的内部结构

对于高压力的问题,采取的策略是一把完全兼容的解决方案为一辆混合动力汽车,其中包括一个铰链上的存在夹肋骨和皮肤之间的联系。第二个问题是通过添加一个检查小组解决皮肤越低,毗邻晶石。图3显示了下垂的鼻子的有限元模型部分,上部铰接连接和监察小组是可见的。

这两个修改都包含在后续的设计过程中,通过进行其他优化分析。精制过程是上下文执行,旨在获得一种改进解决方案,满足所有的额外需求,同时确保协议相同的目标形状中发现的第一个设计阶段。

详细的结构设计阶段开始从拓扑方案如图2。Medium-fidelity模型,正如已经描绘在图3、采用耦合梁元素的肋骨和壳牌元素为皮肤,从而克服前一个阶段的低忠诚造型。非线性有限元分析与有限元分析软件执行(15]。结构分析是一个有限的知识部分的皮肤下连接到一个单一的肋骨。考虑的知识扩展模型的长度肋骨,选择等于260毫米3 d设备。主要的修改对兼容的合成中使用的模型之间的连接铰链结构包含一个肋骨路径和皮肤。通过使用这种改变,初步看到放下压力水平的可能性。

在这个阶段,同时,监察小组的存在。它的存在是由夹紧模仿开放地区,不包括面板的结构分析。之后,一个合适的支撑结构设计必须保证面板的固定在关闭位置;所示的执行细节将CAD模型的阶段。

专门的优化分析进行,确保性能需求的满意度由最优变形形状的变化,随着结构性解决方案的可行性。为此,选择一个尺寸优化,修改皮肤的厚度分布和加载路径构成的平面宽度内部肋骨。分析的目标是最小化之间的最小二乘误差(LSE)实现变形形状和目标形状。最大应力的一个约束条件保证了结构变形配置中的可行性,同时限制的最大应变能在危急的常规配置保证承受外部载荷没有明显的变形。如果结构中的应力水平过高,有可能使用最小化的压力作为目标函数,同时限制伦敦上层阈值以下。因此,在规模优化工具,可以交换目标和约束函数。顺序使用这些互补策略可以进一步改善的最佳解决方案的细化,从质量和形状结构可行性视角。

3.1。尺寸优化结果

之前描述的尺寸优化过程最初应用于兼容肋位于翼根站。同样的方法被应用到兼容的肋骨放置在舷外变形区域的结束,从以前的解决方案。这种方法允许妥善处理的几何逐渐减少机翼以及三维目标形状基于减少沿着翼展偏转法。两种情况的结果将然后插值设置横截面属性的所有中间肋骨的完整的三维模型。

图4比较最优变形形状和目标形状的两种情况下,也显示肋骨内的压力。对于内部在翼根肋骨,获得解决方案的特点是一个伦敦等于8.7毫米,而伦敦证交所值外肋解决方案是6.4毫米。结果的压力显示,减压已经实现,由于采用铰接连接和使用所述优化过程,同时考虑在同一时间相关的可访问性需求可拆卸面板。另一方面,从形状质量的角度来看,伦敦证交所值的结果显示恶化对遗传算法的结果,主要对应于一个较低的偏转角对理想的目标,但由于不平滑的形状。

另一个工作是关注内部结构的另一种解决方案,通过采用超弹性镍钛诺,这并不是一个典型的航空材料,但它可以提高实现变形形状由于高可恢复应变材料能够展览。这种材料已经应用于变形装置的设计(16]。然而,由于需求的解决项目之一是传统材料的使用,在这工作选择铝合金材料,报告的属性表2,添加铰链连接允许降低最大应力,虽然不是使更好的结果。然而,由于理论空气动力性能提升高于请求,可以接受较低的设备的部署。不管怎样,必须评估在实现变形形状的全跨度模型设备,已经完成(7]。

3.2。完整的有限元模型

一旦得到了最佳兼容的内在和外在的肋骨尺寸优化分析,所有其他的肋骨派生的大小线性插值的极端的解决方案。这些肋骨又模仿使用梁元素。关于皮肤,它是由两层:一层防侵蚀由钛,其厚度等于0.10毫米,和皮肤结构层由玻璃纤维增强聚合物,其厚度分布是决定在描述优化分析。表3报告的材料属性玻璃进行计算。每一层的厚度是0.20毫米,层压板的叠层顺序是(0/90)_N,在那里决定,这样每个皮肤区域对应的总厚度优化的结果分析,见表4,该地区标识符图中描述5。

加强剂,用于肋骨和皮肤之间的联系,是由玻璃纤维复合材料,应该是与皮肤层压在一起,为以后更好的解释。皮肤和组合都是模仿使用4-node壳元素。在完整的有限元模型在有限元分析中,每个肋连接到特约记者,与皮肤的运动耦合的方法。驱动系统,介绍了变形形状变化作用于内部的结构与刚性连接模型,和运动链安排通过多个点约束(MPC)。完整的模型在图表示6。总体而言,73822年的模型由元素:67600线性4个节点壳用于皮肤(46306)和特约记者6222年(21294年)和线性2个节点梁用于内部的肋骨。皮肤而言,元素的典型尺寸的高曲率区域鼻子大约是5.00毫米,而在其他地区,在曲率变化不太明显,它等于15.00毫米。

执行静态隐式非线性多步分析在有限元分析中,使用一个标准的牛顿解决者和假设值10³作为收敛相对宽容。三维变形形状实现设备驱动时在图7。可以看出未变形的皮肤区域对应于可拆卸面板。形状质量评价是在全球范围内成功,和外部表面保持光滑。

皮肤里的应变分布如图8。10200年的最大应变值με兼容的最大曲率变化1/20米。从相同的图,可以注意到纵梁上的应变集中,与附件对应点的肋骨。图9根据Tsai-Hill报告失败的指数分布标准。最大指数0.68;因此,皮肤的验证是成功的。

最后,内部的应力分布20兼容的肋骨报道在图10。压力值高于相应的年底获得尺寸优化。需要进一步的调查,它必须由使用更详细的有限元模型。总之,完整的模型的结果显示从发根到发梢增加应力值。出于这个原因,下一节着重于详细验证肋骨的四肢。

4所示。结构验证

从从尺寸优化,获得最优解对应的详细有限元模型极端肋骨是使用三维固体元素实现的。其中一个模型如图11,高细化的网格高亮显示。

这些模型进行了非线性分析报告高压力的浓度对梁单元模型。通过使用一个专用的形状优化,这个问题是可以克服的。事实上,采用轮廓表面的形状优化行为的内部结构重新分配的压力和减少最大峰值。最后验证的肋骨,都在限制和最终负载的情况下,进行。根筋的应力分布两例报道在图12。

这些分析显示可接受的安全边际,考虑470 MPa,屈服强度和极限强度540 MPa。细节最强调的地区限制负载情况如图13。

考虑到高保真分析得到的应力值上执行根肋骨,安全裕度 极限载荷和安全裕度 得到最终的负荷。

对应的分析肋顶端在图14。

利润率也在这种情况下,安全确认结构的可行性。细节最强调的地区限制负载情况如图15。

考虑到高保真分析得到的应力值上执行的肋骨,安全裕度 极限载荷和安全裕度 得到最终的负荷。表5总结了安全在不同情况下的利润。

描述的非线性分析,进行固体元素模型,更可靠的比相应的梁单元模型。因此,结果表明提出的结构可行性解决方案。

5。技术解决方案

从解决方案,获得相应的CAD模型的肋骨。连续两个肋骨的距离,即肋,等于260毫米。每个肋决定于它的几何知识的位置和3 d形状。关于平面厚度,所得的值沿跨度大小优化是线性插值。从空气动力学外形三维CAD模型的皮肤也意识到。皮肤变形是由玻璃纤维复合材料,和它连接到兼容的肋骨是由特约记者。皮肤的生产是为了执行在两半,斯金格分裂,并使用两个养护阶段了。对于特约记者,GFRP使用l型。特约记者的完全整合的内部层皮肤。这个解决方案旨在减少当地弦方向的刚度,提供皮肤更本地化的驱动。 The result is the reduction of the skin local waviness. The internal ribs made of aluminium are glued to the lower stringers and are hinged to the upper stringer.

拟议的肋骨之间的连接方案,特约记者,皮肤在图表示16。特别是在上部铰接连接可以区分。

在结构设计部分,已经解释过一个检查小组的存在被设计在底部表面的皮肤提供访问在下垂的鼻子以及能够拆卸设备从剩余的结构。

在设计阶段通过有限元分析,进行小组的存在只是介绍了夹具约束模型旨在保持固定的区域,这并不遵循设备的部署。现在,在详细的CAD建模阶段,一个实际的解决方案的实现小组提出,随着支持结构,使其在操作条件下关闭。监察小组延伸沿整个跨度的下垂的鼻子,最大弦向的长度为150毫米。图17显示了一个详细视图的支持结构。它由小刚性肋骨连接额外的特约记者,这是用作皮肤变形和底部连接检查面板安装。明确,皮肤的变形装置连接到上层梁帽和斯金格用于检查面板安装。

关于驱动系统引入变形形状变异,它由一个运动链的旋转驱动轴。凸轮的相对尺寸和棒,也从根轴的位置不同翼型的提示。如图18,执行运动链的设计参数,基于CAD的功能。的确,中风的轴旋转70度,输入所需的驱动点的沿着翼展达到兼容的肋骨。

轴应能达到每一个旋转角的最大的一个,它应当制动达到的位置。因此,由于执行机构的制动器,可以阻止变形设备在每个位置,尤其是初始和最大偏转。传动轴是切成两部分,它们之间的负载分布。的扭矩overrotation曲线在图两部分19。评估所需的扭矩考虑兼容结构的刚度和应用空气动力学负载。

为了满足扭矩要求,选定的驱动器是两个扶轮致动器,安装在机身和部分在发动机舱内部,和一个线性致动器,在翼盒,外翼。对于扶轮致动器的规格,电动机最大转矩是11.5海里,有一个变速箱的扭矩比60;因此,95%的效率,可以获得655 Nm的扭矩,这是兼容的请求。致动器的总重量是24公斤。所需的时间来完成整个旋转大约是20年代,按照动作时间的要求。执行机构安装的详细视图,兼容的可用空间,如图20.。

驱动系统的连接到前面晶石报道在图21,这也代表大会的第一步完成安装的下垂鼻子翼盒结构。

更好的解释在最后验证部分,鸟击保护系统由一些分割需要这种变形尖端设备,以满足相关认证要求。每一对之间的分割设计位于连续兼容的肋骨;因此,他们是完全集成在设备。第二个组装步骤,如图22配电箱的安装,连接到上、下梁帽。支持监察小组的刚性肋骨这些分割是固定的。

在第三步中,变形下垂鼻子是安装在翼盒连接皮肤上、下梁帽,而顺从的肋骨连接杆的驱动系统,通过监察小组工作。可以观察到图底部的可访问性23。

最后,检查面板安装,完整的翅膀是关闭的。整个翼,使得开发下垂的鼻子设备附加到翼盒,在图中进行了描述24。

的造型,有些重量的考虑。鼻子变形下垂的单位长度重量是11公斤/米的内侧区域和舷外地区9.2公斤/米。这估计认为皮肤和内部结构,而不是执行机构。获得结果的总重量是比较前沿的典型值为飞机结构相同的类别,特征值13公斤/米和6.5公斤/米,分别有和没有板条。表6总结所需的最大扭矩,致动器的重量,重量单位长度变形下垂的鼻子。

6。虚拟样机测试

先进的有限元模拟执行评估变形之间的相互作用下垂鼻子和翼盒结构方面的可变形性和鸟击的安全要求。这种分析,采用高保真数值模型、虚拟样机测试能够复制相应的实验测试,代表下垂的鼻子技术的下一步发展。

6.1。下垂的鼻子/翼盒交互

验证变形下垂鼻子之间的相互交互设备和结构翼盒。这需要验证评估内部负载交换在前面晶石,以及确保没有不受欢迎的行为出现。的详细完整的模型下垂的鼻子连着一个代表性的柔性翼盒。以来的详细有限元模型TP90翼盒不可用,一个简化的模型根据单体横造方案设计,复制原始翼盒的刚度分布。

根翼盒的固定在地上。翼盒的下垂的鼻子与对应的晶石,上和下表面的皮肤。前面的晶石也支持轴,这是连接到输入点通过运动链的肋骨。通过应用轴的转动,下垂的鼻子部署到它的最大挠度和相应的气动载荷应用于其外部表面。垂直位移是强加在翼尖模拟机翼气动载荷下的静态偏差。这种分析的结果,在图25表明,机翼的变形最小影响变形装置的行为;因此,它仍然可以展览设计功能;特别是,它可以看出最大应变增量可以忽略不计,从10000年με到10200年με。

此外,一方面,下垂的鼻子变形不影响机翼可变形性;另一方面,机翼变形不改变后的横断面形状下垂的鼻子最大变形挠度。

6.2。鸟击安全评估

一只鸟最终结构设计的影响分析进行评估的防撞性功能演变的前沿在cs - 25.631(法规决定后17]。一些文献中的数值技术提出了解决模拟鸟类的影响。拉格朗日的选择在这工作,因为它提供了准确的接触压力与可持续的计算工作时间的历史(18]。所有通过有限元分析模拟执行/明确的代码与一个点球接触配方以模拟复杂的交互影响身体的皮肤和调查的内部组件结构。

影响身体的描述后,数值模型用于模拟响应变形的前沿已经直接来自先前描述的结构模型。因为每个内部组件提供一个额外的贡献的防撞性功能结构,整个内部机制模型。除了适应肋骨,驱动轴和部署机制也会考虑。非齐次网,细化中部接触面积,采用为了最大化影响计算的准确性没有过多时间。

这里描述的结果有关鸟的影响模拟质量的1.82公斤(4磅)和初始速度为142.46米/秒。假定的速度(相对于鸟沿着飞机飞行路径)计算考虑之间的最关键在海平面和0.85海拔2438米(8000英尺),根据cs - 25.631规定。研究了飞机:(我)在2438, ( )和0.85 (2)在0 m,

因此,第二个选择速度的模拟。

鸟的影响进行的研究证明了领先的变形结构特征是一个贫穷的影响反应,因为皮肤很薄,还有一个有限数量的支持和特约记者,特别是在地区一个重要的变形形状改变。因此,适航认证所需的缓解措施的实施采取行动保护意外接触的晶石。一些解决方案,如内部混合保护系统吸收,分裂,和偏离影响身体19),应考虑。这个目的,构思一些分割导致的吸收能量的影响。他们被放置在每个连续两个兼容的肋骨和使用2 d模型元素。数值模拟的模型包括分割和影响鸟类在图表示26。

两个不同的执行分析。首先分析认为鸟影响兼容的肋骨,而另一分析假设鸟的两根肋骨之间的影响。

两种情况见图27。在第一个场景中,数值模拟表明,鸟穿透皮肤结构,影响地区的配电箱附近吸收鸟类的一部分能量,然后顺从的肋骨吸收冲击能量,没有骨折。在第二个场景中,皮肤仍然不能吸收冲击能量。分配器变形和这次影响对前翼的晶石。分束器崩溃,因为鸟并不影响它的中心,而不是模仿在分束器的设计。

不管怎样,分流器降低了整体反应部队前面晶石,如图28。减少对这种情况没有分割的75%如果兼容肋的影响,这是40%的两根肋骨之间的影响。因此,引入分割保证鸟击的要求至关重要。

7所示。结论

介绍了先进的设计阶段的变形下垂鼻子设备上安装一个90支线飞机的乘客,在干净的天空2 Airgreen项目的框架。设计从初步结果获得最佳的空气动力学形状和内部结构的拓扑结构的解决方案。

进行详细设计,目的是达到所要求的性能,同时满足所有设备的需求分析。一个特殊的努力致力于保证结构构思解决方案的可行性评估的力量。结构设计阶段包括考虑设备的可访问性,预见的存在可拆卸检查面板。

验证medium-fidelity模型完整的设备上执行,紧随其后的是更高的保真度模型的详细分析的内部结构。结果证实的有效性提出的解决方案获得通过优化程序。

之后,从有限元模型,一个完整的实现了相应的CAD模型。在这个阶段,各种组件的组装设备的详细建模,包括驱动器和运动链构思完成变形的形状改变。关于驱动系统,研究需要功率进行,导致的选择合适的致动器,也考虑到占用空间安装。此外,体重估计。

最后,其他重要的验证报告。一个静态评估验证之间的交互设计设备和结构翼盒。鸟击事件进行分析在不同的情况下确保安全的尖端设备根据认证规则,显示需要一个适当的支撑结构吸收能量的影响。

研究结果表明高实验室通过DN变形项目和说明准备采用的解决方案的实验验证。1:3规模测试将于2020年由在同一个项目在风洞试验模型。这个活动后,可以想象一个全尺寸试验的原型开发最终的评估阶段。

数据可用性

所有的数据支持本文中所示的结果,可以应用于相应的作者。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突有关的出版。

确认

特别感谢去亚历桑德罗·Airoldi,亚历山德罗Gilardelli, Chiara Mirani贡献鸟击的模拟。AirGreen2项目已经收到资金从干净的天空2联合企业,在欧洲联盟地平线2020研究和创新计划,根据授权协议没有807089 - 2018 - h2020 reg GAM iba - cs2 GAM - 2017。

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