飞翼布局飞机控制/气动/隐身多学科优化设计

飞翼布局是先进飞机广泛应用的布局形式.飞翼布局飞机总体设计阶段不仅要考虑其隐身和气动要求,还必须高度重视控制系统的影响.以飞翼布局飞机为对象,研究控制、气动与隐身多学科优化的策略和方法.建立了适合在各学科的子空间进行多目标优化的流程,基于学科分析分配各个子空间的设计变量,并通过变量综合形成系统级的设计变量.在优化过程中,综合采用了改进的遗传算法和近似模型构造方法.针对飞翼布局飞机的特点,采用基于控制分配的控制系统结构,以时域指标作为控制学科的优化目标和约束条件.优化结果验证了所用方法的有效性,为将控制学科纳入飞翼布局飞机多学科优化提供了可行的途径.     

V形尾翼的气动特性研究

为了研究具有良好隐身特性的V形尾翼的气动设计准则,通过风洞实验,探讨了机翼不同上反角和副翼位置对V形尾翼的飞机全机气动特性的影响.比较了两种V形尾翼与常规尾翼的纵、横向气动特性.研究结果表明,机翼上反引起全机偏航力矩曲线呈非线性;靠近翼根的副翼偏转引起副翼偏航效率与其滚转效率同样量级.因此,设法使尾翼避开不对称的下洗流场的影响是V形尾翼设计的一项重要准则.      

“雄猫”的故事PART．2

F-14A1971年．格鲁曼的F-14A参与了美国空军IMI计划的竞争。IMI(改进型有人驾驶截击机)计划旨在寻找康维尔F-106的后继机。为了提高航程．空军型F-14A在机腹安装了巨大的保形油箱．并可以附加四个副油箱以提高航程。F-14A符合IMI大多数的性能要求。为了向军方展示．格鲁曼将303E的全尺寸木模改成空军型。     

飞机系列机翼气动特性稳健匹配优化设计

在现代大型客机系列的设计中,机翼常作为通用模块,在每个型号上使用.针对各个型号因使用任务要求不同而使得对机翼气动特性需求不同的问题,引入设计权重,提出机翼气动特性匹配设计概念,建立了机翼气动特性匹配设计模型.并分析了设计权重的不确定性对机翼气动特性的影响,建立了稳健匹配优化设计模型,最终完成某高亚音速客机系列机翼气动特性稳健匹配优化设计.研究结果表明:与传统优化方法相比,稳健优化设计能够减小飞机系列中机翼在各型号上的气动特性差异,降低了设计权重的不确定性对机翼气动特性的影响, 提高了飞机系列的气动性能.     

民用飞机机翼结构快速设计及自动化调整

为提高总体设计的质量和效率,研究了民用飞机机翼结构及整体油箱的设计措施,并在一个开放式飞机总体设计环境中实现这一功能.定义了飞机翼面坐标系,提出了机翼、梁/墙、桁条、翼肋和蒙皮的参数化描述及模型构建方法,建立了交互式机翼结构及油箱三维设计环境,自动获取结构及油箱的体积、重量、重心和惯性矩等物理信息.在此基础上,实现了机翼结构和整体油箱的自动化模型调整及几何体质量特性的自动重算,为总体设计阶段进行飞机重量、气动和结构的多学科设计优化奠定了基础.最后,给出设计实例说明了机翼结构的设计和自动化调整方法是有效的.     

飞翼布局气动方案优选和试验验证

提出综合考虑飞翼布局隐身性能和气动性能的平面形状特征参数,分析了方案优选中的约束关系.采用参数化方法构建了三维曲面模型,并将物面网格划分流程进行自动化封装,通过更改设计参数准确快速地得到新方案的物面网格.应用基于Euler方程的数值方法进行布局方案的气动性能计算分析,在重点方案的分析中加入黏性修正;应用高频近似方法估算方案的隐身性能.以巡航状态作为设计点,在隐身性能的约束下,应用分析-修正的方法完成了气动布局方案优选,并对最终选定的方案进行风洞试验验证,证明该方案有进一步研究的价值.     

飞翼布局作战飞机起降特性分析

飞翼布局作战飞机采取新型操纵面,且取消了常规的用于起降增升的襟翼装置,研究了该特殊构型飞机起降飞行的操纵新机理.以一种飞翼布局飞机为例,根据风洞试验的结果比较了典型的飞翼与常规布局作战飞机低速气动特性的差异;进而计算了其起降性能,并与典型常规布局作战飞机F-16进行了对比分析.结果表明,由于全翼面的布局设计,飞翼飞机具有翼载荷低的特点,使其更容易满足起降性能的要求.研究结果对飞翼布局作战飞机的设计和性能评估具有重要的参考价值.     

飞机燃油测量传感器优化布局技术

实时、准确地测量出飞机各油箱的剩余油量,对飞机飞行安全十分重要.为了提高飞机燃油的测量精度,设计了一种基于粒子群算法(PSO)的燃油测量传感器优化布局方法.首先,引入燃油实体的概念,建立了某机翼复杂、带隔断多腔油箱CAD模型及箱内燃油实体模型;其次,基于Unigraphics NX(UG)二次开发,完成了飞机不同姿态下、复杂不规则多腔油箱燃油体积的解算;再次,提出了飞机油箱最大燃油可测区(LMR)的概念,并以此作为优化目标进行传感器优化布局;最后,引入可设置边界距离因子(BDF),解决了传感器布局时与油箱壁距离过近的问题.结果表明,该方法实现了多根燃油传感器的布局,可以不受油箱形状和大小的限制,有效避开了油箱内部的干涉区域,保证不同飞行姿态下油量测量的连续性,并使得飞机燃油的可测范围达到较高水平.      

非圆截面弹体气动隐身一体化设计方法

从非圆截面弹体气动和隐身设计要求出发,根据多目标优化的基本概念,将Pareto方法与遗传优化搜索相结合,采用了联赛式选择复制算子、小生境技术和Pareto解集过滤器技术使解集具有较好分布特性,并在此基础上应用了旨在提高优化计算效率的响应面方法.通过采用基于N-S方程的数值求解方法计算弹体气动性能,采用物理光学法和物理绕射理论来计算其雷达散射截面积,实现了基于Pareto遗传算法的非圆截面弹体气动与隐身两个目标函数间的折衷与优化,取得了较好的优化设计结果.     

大展弦比柔性机翼气动特性分析

长航时无人机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD)软件FLUENT和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响.结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD/CSD耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.      

双储箱液体自衰减晃动分析

航天器在轨运行过程中,液体燃料晃动是破坏航天器稳定性、威胁航天任务安全性的主要因素之一.为此,有必要对液体燃料晃动进行研究.自衰减晃动是一种常见的液体晃动.本文主要针对双并联圆柱形储箱内液体自衰减晃动动态特性进行研究,以有限体积法为计算方法,采用两相层流模型,分析了不同重力环境下,液体燃料晃动对储箱侧壁面及底面作用的晃动力、力矩和波高随时间变化的特性,进而计算出液体晃动等效力学模型的相关参数.采用解析法推导了等效力学模型参数的计算公式,将有限体积法所得仿真解与解析解进行对比分析,证明了双储箱液体晃动仿真计算的可行性,为携带多储箱充液航天器的动力学分析提供了一定的理论基础.      

飞机燃油质量特性计算的截面自适应分割法

针对飞机燃油系统方案设计阶段截面连续变化的飞机油箱，提出了具有截面自适应性的燃油质量特性计算方法。首先根据飞行姿态和过载计算油面法向量，确定最低油面位置；然后根据等效燃油实体确定分割步长进行首次分割，并根据截面面积的变化情况，通过后续分割对误差进行补偿，直至分割精度达到预设精度阈值要求；最后对分割后的燃油实体进行燃油质量特性测量和计算。针对某型无人机燃油系统中多种不同类型的截面连续变化油箱进行仿真验证，表明该方法具有截面自适应性，且相比共轭梯度寻优算法，能够在保证计算精度的情况下，计算效率提升71.43%~92.31%，适用于飞机燃油系统方案设计阶段通过燃油质量特性计算快速准确地判断设计方案在重心方面的可行性。      

基于谓词逻辑的飞机线束工装图版设计

针对飞机线束工装图版设计效率低、出错率高的问题，研究了各设计阶段的核心内容和谓词逻辑，提出了具备无向图和多叉树双重特征的干枝树(TBT)模型，取代了传统的无向无环图建模方法。基于模拟布线的统计结果，利用大体积优先(LVF)策略实现了1阶主干的辅助决策。基于谓词逻辑，设计了高阶主干推理、基本构型推理和最优空间推理方法，实现了高阶主干的自动决策、线束构型的自动设计和布局空间的自动优化。搭建了线束智能工艺辅助设计系统，并开展了12组实物实验，对于边数大于200的超大型图纸，能够在30 s内完成自动设计过程，设计总时长不超过30 min，未出现1阶主干选择不合理和边长度错误的问题。实验结果表明，所提方法大幅度提高了设计效率和可靠性。      

介质覆盖的柱面共形微带天线的互耦分析

 共形微带天线间的互耦对微带天线阵的性能有重要影响,另一方面,为了防止对微带天线阵的自然的或人为的损害,需要在天线阵表面涂覆介质层或给其加上天线罩,因此在设计共形微带天线与阵列时也应当考虑覆盖层或天线罩的影响.利用严格的全波法分析和计算了介质覆盖、探针馈电的柱面共形微带天线单元间的互耦,给出了E面和H面互耦的数值结果,并讨论了柱面曲率半径和贴片间距对互耦的影响,给出了互耦随频率的变化关系,同时也研究了衬底介质和覆盖层对互耦的作用.     

一种基于流量法的大型贮罐容积标定系统

以新一代运载火箭燃料贮罐容积标定系统项目研制为背景,介绍了一种基于流量法的大型贮罐容积标定系统的设计思路、原理、方法和组成,并对系统的测量不确定度进行了理论评定。该系统不仅可以得到比较准确的过程参数,且可以推广应用于各种大型容器的"液位—容积"或"容积—液位"的准确标定。     

基于变权的飞机外形参数模糊优化

根据汪培庄提出的变权思想及其给出的一组变权公式,分析了变权与变权综合函数的一些性质及变权和常权的异同,最后将变权应用于飞机外形参数的气动力与隐身一体化模糊优化设计,给出了结果对比.     

固液火箭发动机车轮形装药参数化设计与内弹道性能研究

装药设计和内弹道性能特性研究可为固液火箭发动机的设计和优化提供基础。建立了固液火箭发动机装药设计和内弹道计算的流程与方法，根据燃面退移规律，获得了车轮形装药燃烧面积、药柱通道面积等参数随燃去肉厚的变化关系。针对给定的设计指标及动力系统方案，开展了有中心孔车轮形、无中心孔车轮形、双D形及管形装药方案设计。计算结果表明:在相同的设计要求下，车轮形装药具有更大的燃烧面积、更高的装填分数及更小的药柱长径比；管形装药的氧燃比、燃烧室压强、推力等性能参数随时间变化更小；减小药柱外径可提高管形、双D形装药的装填分数，但同时会提高药柱的长径比。研究结果对车轮形装药固液火箭发动机内弹道特性及规律的认识可起到较好的支撑作用。      

Spot 1 end of life disposition manoeuvres

The Earth observation satellites of the SPOT family are on a Sun-synchronous orbit at 822 km altitude. The on-orbit lifetime of objects at this altitude is about two centuries, which represents an important risk to the other satellites.The space debris issue has caused the main Agencies to adopt mitigation guidelines with the objective to reduce the population of objects orbiting the Earth. In 1999, CNES published its own standard presenting the management, design and operation rules. This document is fully compliant with the Inter Agency Space Debris Coordination Committee (IADC) mitigation guidelines approved in 2002 by 11 Space Agencies and submitted to United Nations – Committee on Peaceful Uses of Outer Space in February 2003.The space debris mitigation requirements expressed in the CNES standard and in the IADC mitigation guidelines limit the orbital lifetime in LEO to less than 25 years. Although not applicable to Spot 1, launched earlier in 1986, this rule was voluntarily applied and the decision to deorbit Spot 1 was taken.The corresponding operations, performed in November 2003, were complex due to a large number of constraints such as the unusual flight domain, the on-board sensors, the short ground station visibilities or the uncertainties in the estimation of the remaining fuel in the tanks. In the preliminary phase, the orbit was lowered 15 km below the operational orbit to avoid any collision risk with the other Spot satellites. Then, in a second phase, a series of eight apogee boosts lowered progressively the perigee altitude to 619 km. Finally, a large last manoeuvre was performed to empty the tanks and to reduce the perigee altitude the maximum amount. A succession of four ground stations visibilities allowed a real time monitoring of this manoeuvre. In particular the effect of gas bubbles in the propulsion system was observed through telemetry confirming the fuel depletion. The batteries were then disconnected and the telemetry emitter was switched off. According to the obtained perigee altitude, the on-orbit lifetime of Spot 1 should be about 18 years, which meets the space debris mitigation requirements.     

卫星闭环姿控下的双组元四贮箱液体晃动联合仿真研究

首先介绍了基于UDP通讯协议实现的贮箱液体晃动联合仿真方法.该方法采用FLUENT计算运动贮箱的液体晃动力、力矩、质心结果，星体动力学程序在获取贮箱晃动结果后通过控制算法和策略计算星体运动的线速度和角速度.两者之间的双向数据交换，通过C/C++语言开发的通讯接口来实现.然后借助上述联合仿真方法，开展了贮箱晃动联合仿真分析，并与在轨遥感数据进行了对比，然后分析了俯仰0~25°机动工况的4贮箱液体晃动特性，最后对比分析了带孔和无孔叶片在星体动力学控制下的液体晃动特性.非沿轨迹工况下，2、3号贮箱的晃动力和力矩峰值大于1、4号贮箱，4个贮箱的Y向晃动力峰值在1.05~1.96 N，力矩值在0.05~0.36 N·m；带孔叶片对液体的搅动作用要弱于无孔叶片.无孔叶片搅动的气泡出现了明显的拉伸与离心运动，并导致更大的流体流动速度.