面向增材制造的拓扑优化技术发展现状与未来

增材制造技术通过材料逐层打印制备结构,为复杂构件制造提供了新的成形方式。拓扑优化因不依赖于初始构型的选择,可设计出传统理念难以获得的创新构型,已成为航空航天和高端装备领域高性能、轻量化结构设计的重要手段。拓扑优化与增材制造有机融合,充分发挥各自优势和潜力,在现代制造业中展现出广阔应用前景。回顾了近年来关于增材制造与拓扑优化技术融合研究的主要内容和应用成果,包括以材料结构一体化为核心的多尺度/多层级结构优化设计、以设计制造一体化为核心的考虑增材制造工艺约束的优化方法等。同时,也分析了未来研究工作中存在的问题与挑战,如点阵结构性能表征及其尺度关联效应、增材制造材料成形各向异性、功能梯度材料与结构、增材制造材料与结构疲劳特性等对设计方法和成形工艺带来的挑战,为未来相关研究工作和航空航天应用提供参考。     

拓扑优化与增材制造结合:一种设计与制造一体化方法

被誉为"第三次工业革命"的增材制造技术通过材料层层累加的方式实现结构的制备,这种独特的制造方式实现了高度复杂结构的自由"生长"成形,极大地拓宽了设计"空间",为新型结构及材料的制备提供了强大的工具。制造工艺的飞速发展往往需要设计技术的快速跟进,拓扑优化方法因其不依赖初始构型及工程师经验,可获得完全意想不到的创新构型,已成为结构创新设计的重要工具。因此,将拓扑优化(先进设计技术)与增材制造(先进制造技术)融合,发展面向增材制造的创新设计技术具有广阔的前景。从面向增材制造的优质结构构型设计以及考虑增材制造工艺约束的拓扑优化设计方法两个方面,介绍了现阶段基于拓扑优化方法所建立的结构创新设计理论,并指出未来研究的趋势。     

面向集中力扩散的回转曲面加筋拓扑优化方法

为了提高航天器回转曲面加筋型连接结构的集中力扩散效率,需要开展回转曲面加筋集中力扩散结构设计。传统放射肋设计方法普遍依赖设计经验、难以满足集中力高效扩散需求。因此,提出一种面向集中力扩散的回转曲面加筋拓扑优化方法。第1步,建立了一种基于各向异性过滤技术的集中力扩散拓扑优化方法,保证拓扑优化结果满足回转曲面加筋制造工艺要求;第2步,提出了一种基于网格变形技术的拓扑优化结果智能重构方法,可高效准确地对回转曲面加筋拓扑优化结果进行模型自动重构。基于所提出方法,以卫星平台对接环这种典型的回转曲面加筋壳为对象开展算例研究,并将优化结果与传统放射肋设计结果进行对比。结果表明,所提出的优化方法可得到加筋构型清晰、满足回转曲面加筋制造工艺要求的优化结果,且具有集中力扩散效率高、网格质量依赖性低、拓扑特征重构高效等优点。     

微小型航空燃气轮机离心叶轮拓扑优化设计

离心叶轮是微小型航空燃气轮机中的关键部件,要求其在满足气动性能的前提下,尽量减轻结构重量,传统设计制造技术已基本发挥到极致,但增材制造技术及拓扑优化设计方法的发展为其进一步优化设计拓展了新的空间。针对某型航空微型燃气轮机离心叶轮减重设计问题,依托增材制造和拓扑优化设计技术,在现有设计的基础上,首先对离心叶轮进行静强度分...     

燃气涡轮发动机风扇盘拓扑优化

在连续体结构拓扑优化数学模型的基础上,根据某燃气涡轮发动机设计图建立了1/18循环对称简化的风扇结构模型,基于固体各向同性材料惩罚（SIMP）模型插值的变密度法对结构进行了拓扑优化设计。为了获得更好的风扇盘结构拓扑优化结果,提出了一种将增加质量和整体叶盘结构相结合的方案,并应用该方案,在原始风扇盘模型的基础上设计了三种扩大求解域后的对照模型。对所有的优化结果进行模型重建,并对危险工作条件进行了校核验证。结果表明:采用该方法对某型发动机风扇盘进行结构拓扑优化,能在满足强度和刚度要求的前提下使压气机质量减少349％。     

增材制造金属点阵结构性能研究进展

点阵结构是一种三维规则排列的多孔结构,具有高比强度、高比刚度及优异的散热性能,是结构功能一体化设计的主要载体。由于点阵结构零件的结构复杂,传统加工方法无法直接制备。增材制造技术是一种通过分层制造方式构建三维实体零件的新型制造技术,在复杂结构制造方面具有独特优势。通过增材制造点阵结构零件可以极大地降低制件重量,提高综合力学性能,在航空航天、能源、车辆工程等领域展现出巨大的技术优势。本文对增材制造金属点阵结构、极小曲面结构、拓扑优化结构等复杂零件结构相关研究进行了总结与归纳,从力学性能、轻量化、能量吸收、散热吸声等应用方向进行了综述,最后总结并展望了金属增材制造点阵结构的优势与发展方向。     

喷嘴壳体激光增材/切削减材组合制造工艺技术

在分析归纳喷嘴壳体组件制造难点的基础上,进行喷嘴壳体典型结构的性能提升和减重拓扑优化设计,并提出原始模型的增材制造优化设计原则,合理规划激光增材及切削减材组合制造的工艺次序及加工内容,极大压缩了加工工序及零件数量,有效减少了组合加工和焊接环节,提高了组件的结构强度及加工质量,降低了组件的结构复杂性、制造复杂性,可满足高...     

航空发动机多辐板风扇盘拓扑优化与形状优化设计技术

为了设计出高性能航空发动机风扇盘结构,首先采用基于自适应随机抽样双向渐进拓扑优化方法对风扇盘进行拓扑优化,得到轮盘合理拓扑构型,然后基于该拓扑构型,采用形状优化方法对轮盘构型做进一步优化。结果表明,在满足强度要求下,设计出了高性能的三辐板、四辐板风扇盘最终减重19.23%,21.59%(其中拓扑优化减重17.12%,19.43%),并且最优解应变能密度分布更加均匀,说明了宽弦风扇盘的合理构型是由若干辐板组成的多辐板结构。      

增材制造600℃高温钛合金研究进展

先进航空发动机高压压气机550～600℃环境使用的关键/重要件对600℃高温钛合金提出迫切需求。但是,难成形的复杂构件以及梯度/复合结构与功能一体化构件等的制造,采用传统铸造、锻造等工艺技术难以满足需求和研发要求。增材制造是先进制造技术的典型代表,拥有材料设计-制造一体化、复杂设计-定制一体化等独特优势,为600℃高温钛合金新材料/新技术研发提供了新的途径。目前国内外已开始关注通过增材制造的方式制备600℃高温钛合金,重点研究材料-工艺-组织-性能的关系。本文首先简要回顾600℃高温钛合金研究,其次重点介绍不同增材制造工艺下600℃高温钛合金沉积态和后处理态的微观组织特点;在综合性能研究方面,列举并分析拉伸性能、蠕变性能、热疲劳性能和抗氧化性能等关键性能;在复杂设计/复合结构章节,论述以600℃高温钛合金为基体的复合材料和梯度结构增材制造的研究进展。最后,对增材制造600℃高温钛合金材料开发、复合工艺探索、缺陷控制和性能评价标准建立等研究方向进行展望。     

航空装备电子束增材制造技术发展及路线图

增材制造技术在航空装备领域具有广泛的发展前景。作为重要的金属增材制造工艺方法，电子束增材制造正处于快速发展阶段。电子束熔丝增材制造技术可满足航空大尺寸结构件的快速低成本制造，并可用于高价值零件的修复。电子束选区熔化增材制造技术在复杂结构以及难熔合金制件的制造方面具有显著优势。本文在对国内外电子束增材制造技术现状和发展趋势分析的基础上，从发展需求、目标、共性关键技术、应用、战略支撑与保障5个方面综合分析，绘制了面向2035年的航空装备电子束增材制造技术路线图，以期为航空装备电子束增材制造技术发展提供参考。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。