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.      

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.     

分布式电推进飞机概念方案气动特性快速评估方法

分布式电推进（DEP）飞机充分利用气动/推进耦合效应提高飞机的气动效率，但动力数量增加导致螺旋桨滑流与翼面流场干扰强烈，气动分析和设计的复杂度及计算成本上升。为提高DEP飞机早期设计阶段气动设计效率，降低研制成本，采用线性无黏的涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)、涡格法-非定常涡格法(VLM-UVLM)及加入黏性修正的VLM(Modified-VLM)提出气动特性快速评估方法。对单机翼、单螺旋桨/机翼耦合、X-57机翼(巡航、高升力状态)及分布式螺旋桨/机翼耦合构型的气动特性进行快速评估。与基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器的结果对比，单机翼和单螺旋桨/机翼升力系数和阻力系数一致性良好，误差最大不超过8.2%；俯仰力矩系数在同一数量级。X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的升力系数与RANS方程结果吻合度较高，误差最大不超过10%。考虑黏性修正的VLM所计算的X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的总阻力系数与RANS方程结果趋势一致。分布式螺旋桨滑流增加机翼的动压，使机翼局部有效迎角发生改变，改变了机翼当地升阻特性。所提方法为分布式螺旋桨飞机在早期设计阶段气动特性快...     

基于逆动力学和在线参数辨识的飞机姿态控制

传统的综合飞行/火力控制系统的设计使用了PID(Proportion-Integral-Differential)结构的飞行/火力耦合器,具有鲁棒性差、设计工作量大等缺点.提出了一种基于逆动力学和在线参数辨识的方法,用于直接设计综合控制系统中的姿态控制器.其中,对飞机的转动动力学方程,推导得到了其逆特性的解析形式;使用在线参数辨识方法,对飞机的气动特性进行估计并用于舵面分配.以六自由度非线性飞机模型为对象进行了仿真,结果表明所设计的姿态控制系统具有快速性好、通道间解耦效果明显、对气动模型误差的鲁棒性强等优点.本方法也可推广用于其他的飞行器姿态控制系统设计.     

考虑多巡航工况的大型飞机气动弹性优化

针对目前大型飞机机翼常见的单点优化设计方法在考虑多巡航工况情况下非设计点性能较差的问题，提出了一种多工况气动弹性综合优化框架，考虑了不同的巡航工况，对大型飞机复合材料机翼开展气动弹性优化的研究。以最小机翼结构质量为目标，在气动弹性、应力/应变、强度等条件的约束下，通过遗传算法对机翼型架外形的蒙皮、腹板、凸缘等复合材料部件的铺层厚度展开设计，并根据优化结果进行了型架外形设计，采用高精度CFD/CSD耦合方法分析和校验了优化结果的升阻特性。研究表明:在不低于设计巡航外形气动性能的条件下，综合多巡航工况的气动弹性优化能有效减轻结构质量，从而减少整体燃油消耗。进一步对比分析了多巡航工况优化与单巡航工况优化，研究了巡航工况数目与优化结果之间的关系，结果表明:综合考虑多巡航工况的优化结果性能更好，且优化结果的整体性能随着优化巡航工况数目的增加而提升。      

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.     

基于Hopfield网络的飞机设计

Hopfield神经网络与增广拉格朗日乘子法相结合来求解非线性约束优化.神经网络作为求解乘子法的子问题的动力学方法,仅需计算一阶导数.引入逐渐衰减的高斯噪声信号构造随机神经网络.同时针对随机网络受初始温度制约,跳出局部极小值能力有限的问题,网络运行采用结合模拟退火的欧拉法.用该方法对某喷气教练机进行总体优化设计,结果表明,算法的数值稳定性较好,求解精度高.并基于拉氏乘子提供的约束敏度信息,做了设计要求权衡.最后研究了某型干线旅客机的机翼气动/结构综合设计问题.      

大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性剪裁

在考虑结构几何非线性、气动非线性影响的基础上,由气动弹性问题的最普遍方程,获得大展弦比柔性复合材料机翼颤振问题的非线性稳定性分析方程.使用解析方式推导得到机翼的临界颤振速度、颤振频率对于设计变量的灵敏度表达式.展示了复合材料机翼的铺设构型和铺层角对气动弹性特性的影响,指出产生负弯扭耦合效果的机翼截面构型有利于机翼的气动弹性性能.以机翼颤振速度作为目标函数,复合材料铺层角为设计变量进行了气动剪裁优化设计,在得到最优化的铺层构型和铺层角的同时,也比较了本文解析敏度和数值差分敏度得到的优化结果.      

跨音速机翼设计方法的改进

以Takanashi提出的"正反迭代、余量修正"的原理为基础,针对其当机翼上表面存在较强的超音速流动时,解的收敛性不好的问题,对Takanashi方法进行改进.具体方法就是在控制方程的双曲部分引入基于迎风格式的附加项.通过对某干线飞机机翼的设计,证明了改进后的方法是成功的,设计结果在超音区有很好的收敛性.      

基于准则的大展弦比飞翼气动设计

从设计实际出发,为切实提高气动性能,开展了大展弦比飞翼无人机(UAV)的气动设计及分析研究.在设计分析过程中,依据飞翼无人机的特征,提出了气动设计准则;基于设计准则,采用更新设计的策略,结合变可信度数值模拟、代理模型优化方法构建了优化设计框架;针对飞翼无人机开展了参数化表达、无限插值网格自动生成以及多轮更新优化,得到了优化推荐构型;应用γ-Re_θt转捩模型方法对优化构型的气动性能进行了细致地验证分析.研究结果表明:通过气动设计,飞翼无人机设计构型很好地契合了设计准则,其巡航升阻比相比最初的原始构型提高了14%,γ-Re_θt转捩模型能较细致地分析大展弦比飞翼的流动特征.      

大展弦比联接翼结构重量估算

联接翼是一种将前翼和后翼连接在一起的飞行器创新布局形式.针对飞机总体设计阶段需要知道飞机结构重量与气动外形参数之间关系的问题,提出了一种建立大展弦比联接翼布局飞机外形参数与结构重量之间关系的方法.该方法首先应用结构有限元的参数化建模和结构优化方法获得联接翼的结构重量,然后应用试验设计法和响应面模型获得外形参数与其结构重量之间的定量关系.应用这种方法,获得了某大展弦比联接翼结构重量与其外形参数(包括前翼展长、后翼展长与前翼展长之比、前翼展弦比、前翼上反角、前翼后掠角、前后翼根弦前缘纵向距离以及前后翼根弦前缘垂直距离)之间的关系.所获的计算结果对联接翼布局飞机总体参数的确定具有参考价值.     

面向扑翼翼面运动参数的优化设计

扑翼机的飞行依赖于扑翼翼面的运动,经过优化的运动策略能够使特定翼面发挥最佳的气动性能。然而目前扑翼机设计中缺乏有效的运动参数优化方法,无法针对给定机翼确定一组最优运动参数。采用非定常涡格法（UVLM）计算扑翼气动力,与现有的实验数据进行对比,验证了气动力计算方法的准确性。基于DIRECT（矩形分割）全局优化算法,以最大化推进效率为特定优化目标,对扑翼运动参数进行了迭代优化。结果表明,通过该优化算法能够得到最优扑翼运动参数,有效提高特定气动性能;应用优化算法计算得到的平均推力与基准运动的平均推力相比,在数值上有1.04倍的提高。在设计过程中,降低气动力约束有利于扑翼运动优化,使给定扑翼翼面具有更大的推进效率,无气动力约束的最大推进效率与基准运动的推进效率相比提高了46.8%。      

机翼后缘连续变弯度对客机气动特性影响

后缘连续变弯度机翼在提高民用客机气动特性方面有较大的潜力,近年来被广泛关注。基于建立的全局优化设计系统,研究了机翼后缘连续变弯度对宽体客机翼身组合体气动特性的影响。首先,采用自由型面变形(FFD)技术建立了后缘连续变弯度的参数化方法。然后,采用RANS方程作为流场评估方法,针对翼身组合体构型设计点附近升力系数开展了机翼后缘连续变弯度气动减阻优化设计。最后,探索了仅外翼段后缘连续变弯度和内外翼后缘均连续变弯度优化设计结果的异同。优化结果表明,升力系数小于设计升力系数时,在只考虑外翼段后缘连续变弯度的设计中,不易实现激波阻力和诱导阻力同时降低,考虑内翼段后缘连续变弯度后,减阻量较前者更为明显;升力系数大于设计升力系数时,外翼段和内外翼的后缘偏转均可实现诱导阻力和激波阻力的同时降低,且减阻量相差不大。     

低空恒高拖靶气动外形优化设计

首先根据经验方法及使用需求,确定低空恒高拖靶气动布局初步方案;其次建立优化问题数学模型,选取与拖靶升阻特性相关的参数作为设计变量,确定了样本空间,并采用拉丁超立方抽样方法生成样本点,构建了代理模型,随后基于iSIGHT软件平台利用基于代理模型优化方法对气动外形进行优化设计;最后利用三维气动计算软件在优化结果基础上进行了气动分析。     

飞机总体协同优化中的一种混合混沌算法

针对协同优化应用中所碰到的计算困难,分析了现有改进方式。将系统级优化转化成无约束优化问题,选择智能优化算法是一种有效的解决方法,但应注意计算量的控制.将混沌优化和单纯形法相结合,构造出一种混合混沌算法.混沌能有效地跳出局部最优解而接近全局最优点,同时利用单纯形法在混沌优化解的邻域内局部寻优.用协同优化方法对某型干线客机进行总体方案设计;同时各学科级采用序列二次规划法,系统级采用混合算法寻优.计算结果表明此方法是有效的.      

基于干涉接触的前缘缝翼尾缘结构设计与分析

前缘缝翼是大型飞机起飞与降落阶段重要的增升装置,但受自身结构刚度及其支持刚度影响,承受气动载荷时缝翼易发生翘曲变形,与翼盒产生缝隙,影响到机翼的气动效率。为消除巡航状态缝翼的变形,提高机翼气动效率,提出前缘缝翼干涉尾缘结构设计技术。对影响前缘缝翼结构法向和弦向变形的主要因素进行理论分析。以国内某大型飞机前缘缝翼为研究对象,针对蒙皮等各结构尺寸对前缘缝翼本体刚度的影响,从质量和变形两方面进行详细论述。在保持原有前缘缝翼结构尺寸、质量的前提下,进行前缘缝翼干涉尾缘结构的设计。结果表明：所提的前缘缝翼干涉尾缘结构在巡航工况气动载荷下,可以保持与机翼不分离的状态,提高气动性能,且有效避免了质量的增加。