基于遗传退火算法的电路模拟吸波材料设计

相比传统吸波材料,电路模拟吸波材料可以很好地减小材料厚度、提高吸波性能,其设计通常使用遗传算法进行优化。针对传统遗传算法的诸多不足,对交叉和变异概率进行了改进、引入了模拟退火思想作为子代接受准则并增加了算法终止准则。其中,对交叉和变异概率的改进是最大创新点。改进后的遗传算法只需进化100代即得到最优解,平均反射率为-15.0420,厚度为1.43 mm,均优于传统算法得出的结果。结果表明,改进后的遗传算法具有收敛速率快、不易陷入局部最优解等优点。     

某民用飞机机身典型壁板压损分析

通过RADIOSS显示有限元计算,对典型壁板结构的承载能力进行了计算分析,并与试验结果进行对比,验证了RADIOSS显式有限元计算分析的准确性。在此基础上,针对某民用飞机的机身壁板5种不同的典型壁板结构,分别在长度为200 mm和530 mm的情况下,采用有限元分析方法计算了长桁及壁板结构的压损和失稳情况,最终得出5种构型下的压损及失稳结果,为机身结构共性结构选型提供了数据支持。     

弯曲段壁面冲击发散冷却结构流量系数与冷却效率的实验

为了研究回流燃烧室弯曲段采用冲击发散冷却结构时的流量系数和冷却效率,设计了多种不同几何尺寸的实验件模型,分别对其流量系数和冷却效率进行了实验研究,得出如下结论:①弯曲段冲击发散冷却结构的流量系数较小,一般不会超过0.7.发散孔倾角为40°的流量系数要小于倾角为20°和30°的流量系数,流量系数随着发散孔纵向间距比的增大而减小.②弯曲段冲击发散冷却结构的冷却效率均随着吹风比的增大而增大,其冷却效率要明显高于直板冲击发散冷却结构,且这种差异随着吹风比的增大而逐渐减弱.      

基于SOPC的音频控制板模拟器设计

音频控制板模拟器是民航飞机音频系统测试台的一个组成部分,为测试台提供测试输入信号,并显示相关系统的状态信息。本设计采用单片FPGA芯片实现核心处理功能,依托该硬件平台,运用嵌入式NiosⅡ处理器来提供系统的逻辑控制,配合以相应的外围设备,完成实际音频控制板的等效模拟。设计的音频控制板模拟器可以直接用于航空维修,不仅解决了原先测试音频系统需要借用航材的困难,而且实现了音频系统的自动测试,提高了测试效率,降低了测试成本。     

冲角变化对涡轮静叶栅流场的影响

为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶原型和改型叶栅的变冲角气动特性,对两套环形叶栅在0°和±10°冲角下在哈尔滨工业大学能源科学与工程学院的低速环形风洞中进行了对比实验研究.实验结果表明,冲角变化仅影响改型和原型叶栅流道前半部分的横向压力梯度,对流道后半部分的流动影响不大;与原型叶栅相比较,改型叶栅不仅降低了流动损失,而且比原型叶栅具有更好的变冲角特性.     

冲角变化对涡轮静叶栅流场的影响

为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶原型和改型叶栅的变冲角气动特性,对两套环形叶栅在0°和±10°冲角下在哈尔滨工业大学能源科学与工程学院的低速环形风洞中进行了对比实验研究。实验结果表明,冲角变化仅影响改型和原型叶栅流道前半部分的横向压力梯度,对流道后半部分的流动影响不大;与原型叶栅相比较,改型叶栅不仅降低了流动损失,而且比原型叶栅具有更好的变冲角特性。     

旋转数对凸表面气膜冷却影响的实验分析

采用圆弧模型,测量了旋转状态下凸表面气膜冷却效率 η _ad和换热系数 h _f的分布规律,重点研究旋转数 Rt=ωD/u_∞ 对气膜冷却的影响.叶片表面温度采用先进的液晶测温技术进行测量.结果表明:①在旋转离心力和哥氏力的共同作用下,气膜轨迹向高半径方向发生了明显的偏移,并且转速越高偏移角度越大;②旋转使得气膜冷却效率降低,换热系数上升;③在旋转状态下,气膜发生了分离再附壁的现象.     

压电复合材料壁板颤振的控制

针对考虑热效应的壁板颤振问题,利用von Karman大变形应变-位移关系、气动力活塞理论和准定常热应力理论建立了埋入压电材料的复合材料板颤振的气动弹性力学模型,使用Bogner-Fox-Schmit单元推导出壁板颤振的非线性有限元方程.将该动力学方程转换到状态空间模型,给出了基于这个非线性模型的最优控制.应用Runge-Kutta方法在时域内对一个四边简支的含压电材料的复合材料壁板颤振的控制进行了仿真,数值结果证明了该方法的有效性.     

基于优化的蜂窝板有限元模型修正

蜂窝板具有较高的比强度和比刚度,在航空航天领域得到广泛应用。用三明治等效方法计算蜂窝板等效材料参数,在MSC.Patran中建立有限元模型计算蜂窝板基频,通过分析设计变量和目标函数在NASTRAN中对蜂窝板基频进行优化,利用优化结果确定等效剪切弹性模量计算公式中修正系数γ并重新计算修正后模型基频,以试验所测基频值为标准对蜂窝板有限元模型进行修正。修正后模型计算基频值与实测值之间的偏差明显减小,证实了模型修正的有效性。     

F-35战斗机气动及隐身特性分析

以F-35战斗机为研究目标,对目标体进行三维外形重建,并对重建后的模型进行气动及隐身特性的计算和分析,首先采用了基于飞机三视图进行轮廓线提取来重建F-35全机理论外形的方法,引入了基于草图跟踪的CATIA三视图的标定,大大地提高了模型重建的精度。其次采用非结构网格对F-35的计算区域进行网格划分,采用EULER方程完成了F-35在亚声速、跨声速及超声速等飞行条件下的流场计算,分析了不同状态下的升力、阻力和大迎角气动特性。最后利用曲面像素法对F-35全机高频雷达目标特性进行了计算,提出了一种基于IGS数据转换格式的隐身计算网格生成方法,比较了不同俯仰角及方位角下的RCS特性曲线,分析了对RCS影响比较大的部件。