分析模型参数化建模在飞机多学科优化设计中的应用

 论述分析模型参数化建模在飞机多学科优化设计中的重要意义,提出一种机翼气动与结构分析模型参数化建模方法。优化设计变量与机翼气动计算网格的中间参数变量用于描述机翼气动网格变形情况,并建立结构有限元网格与优化设计变量的空间变化关系,实现机翼气动/结构多学科优化设计模型的参数化描述。气动性能计算采用基于N S方程的计算流体力学方法,利用试验设计方法（DOE）和响应曲面模型（RSM）技术构造气动响应曲面用于优化设计,结构计算调用MSC/NASTRAN完成。采用Pareto遗传算法对一大展弦比复合材料机翼模型进行了多学科优化设计分析,得到Pareto前沿面和可选方案以供决策者选择。     

基于自由变形技术的分流叶片形状优化设计

基于自由变形技术(FFD)和计算流体力学(CFD)建立了离心压缩机叶片形状优化设计的方法,从而避免了对复杂的实体造型本身进行参数化,提高了优化效率。首先基于自由变形技术建立分流叶片外形的参数化表示,根据优化拉丁超立方试验设计方法构建控制点变化的样本空间,接着通过CFD数值仿真获得各样本的性能参数并建立响应面分析法(RSM)模型,以压缩比与等熵效率最大化目标构建多目标优化模型,进一步采用最小偏差法转化为单目标优化模型并进行求解,最后分析比较了形状优化对压缩机性能和流道内流体流动的影响。结果表明形状优化后压缩机的压缩比提升0.46%,等熵效率提升0.84%,同时减少了流道内低速区域,降低了流动损失。      

TC11钛合金整体叶盘锻件组织均匀性评价方法

根据锻件内热力参数分布情况建立了基于Taguchi方法的损失函数,探索盘类锻件组织均匀性数值评价方法。应用所建立的损失函数以及TC11钛合金整体叶盘的锻造过程有限元数值模拟结果,对TC11钛合金整体叶盘组织均匀性进行了数值评价,并进行了试验验证。结果表明,对于TC11钛合金整体叶盘锻件,应用本文建立的质量损失函数贡献因子得到的损失函数(情况2)的评价结果与实际生产得到的锻件内组织均匀性一致性好,且当质量损失函数值在0.33～0.44范围内时,锻件的组织均匀性能满足技术条件要求。     

基于三维静电场的TC4合金叶片预制坯设计

以一种TC4合金叶片为例提出了一种新的基于三维静电场的预成形设计方法.利用塑性变形过程中坯料流动规律类似于静电场等势线这一特征,通过三维静电场模拟选取适当的等势场作为预制坯的基本形状.并利用数值模拟软件对TC4合金叶片的等温成形过程进行模拟,与采用传统经验设计的预制坯成形过程进行了对比.结果表明,采用三维静电场设计的预制坯成形效果良好,该方法特别适合复杂表面锻件体积成形工艺的预制坯设计.     

应用基于FEM的预成形最优化方法提高锻件变形均匀性

锻件变形分布不均匀将导致锻件各部位的组织和性能产生很大差异。应用基于正向有限元数值模拟和最优化方法进行坯料预成形设计的新方法,可显著提高锻件各部位的变形均匀性。首先介绍了以提高锻件变形分布均匀性为目的的坯料预成形最优化方法的基本原理,并针对典型的IN718合金涡轮盘锻件进行了坯料预成形设计。给出了预成形坯料与普通圆柱坯料的对比结果,并进行了相应的试验验证。结果表明,应用这种方法对IN718合金涡轮盘锻件进行坯料预成形设计,可使盘锻件各部位变形均匀性明显改善。     

基于设计变量空间范围自适应优化设计方法研究

通过对翼型优化设计方法的研究,对设计变量在设计空间的分布进行了探讨,建立了设计变量空间范围自适应优化设计方法,解决了优化设计模型建立过程中的设计变量空间范围的选择问题.该方法建立了聚集度的概念,利用聚集度对优化设计过程中设计变量在设计空间内的分布规律进行统计分析,并根据统计分布规律对设计变量的设计空间进行调整,将设计变量重构,实现了优化设计过程中的设计变量空间自适应.该设计变量空间范围自适应优化设计方法,一方面能够在给定的条件下扩大搜索范围来搜索满足工程设计需要的最优解,一方面又能够通过对设计变量的重构提高搜索算法的搜索效率.利用该方法对NACA 0012和NLF(1) 0416翼型进行了优化设计,并与固定设计变量空间范围的优化设计方法进行对比分析.优化结果验证了本文提出的优化设计方法具有一定的可行性,可以在更大范围内找到最优解,并具有较高的优化搜索效率.     

等温锻造对SiCp／Al复合材料颗粒分布的影响

开展了粉末冶金法制备的20%(体积分数)SiCp/2009Al复合材料坯锭的等温锻造实验,研究了不同变形量对锻件中SiC颗粒的分布以及力学性能的影响.结果表明,等温锻造变形量越大,锻件中的SiC颗粒分布越均匀,锻件强度和塑性越高.对于同一锻件而言,沿锻造轴向上,锻件的应变量呈现中部变形量大、两端变形量小的正态分布趋势,并且中部SiC颗粒分布较均匀,而两端的分布较差;沿锻造径向上,锻件不同部位应变量也存在差异,由此导致SiC颗粒分布均匀性不一致.     

空心风扇叶片结构优化设计方法及程序实现

在空心风扇叶片结构强度分析的基础上,以叶片最大等效应力水平为约束条件,建立了叶片质量和径向位移最小化的双目标优化模型.采用正交试验设计的方法,分析了各设计变量对约束函数和目标函数的影响,减少了设计变量的数量.为了提高优化设计效率,采用径向基函数插值的方法,构造了约束函数和目标函数的响应面替代模型,从而避免了优化设计过程中大量的结构有限元分析求解.针对空心叶片结构强度优化设计的示例,探讨了替代模型和带精英策略的Pareto排序遗传算法的具体应用,得到了分布均匀的Pareto最优解,给出了空心叶片示例的具体优化设计结果.      

基于超椭圆方程和序列响应面法的回转壳开孔形状优化

含有多种功能开孔的轻质回转壳结构是航空航天结构系统内的常用支撑构件,其开孔形状直接影响结构的静动态性能。以回转壳结构为对象,基于超椭圆方程和坐标映射变换推导了回转壳开孔边界的参数化表达,开展了开孔形状动力学优化研究。为提高结构优化计算的精度、效率和收敛性,提出了准等弧长方法和基于均匀设计的序列响应面近似建模方法(SRSM),以分别实现空间超椭圆曲线的精确逼近、减少结构有限元分析成本和加快迭代收敛。以非支配排序遗传算法Ⅱ(NSGA-Ⅱ)作为响应面模型求解算法,结合有限元分析构建了回转壳开孔形状优化设计流程,开展了最大化结构一二阶频率带隙的典型回转壳结构开孔形状优化设计。结果表明,基于超椭圆方程和序列响应面法的开孔优化方法获得了有效改进结构动态特性的回转壳开孔形状,对开展计算耗时工程结构形状优化设计具有一定应用价值。     

高超声速内收缩进气道分步优化设计方法

提出了基准流场与唇口平面形状分步优化的高超声速内收缩进气道设计方法。基准流场以反射激波不均匀性最小和总压恢复最大进行多目标优化设计,使用结合Tayler-Maccoll方程的有旋特征线方法(MOC)进行流场计算,获得双拐点母线内收缩锥基准流场。进气道唇口形状以沿流线积分(Streamline Integral Method, SIM)获得的进气道无黏阻力最小为目标进行优化设计,获得类椭圆形唇口平面形状。针对优化设计结果进行数值模拟,与传统直母线基准流场相比,双拐点母线基准流场反射激波后流动不均匀性下降40%左右,总压损失减少35%左右,总体性能提升明显。类椭圆唇口进气道在设计点的单位质量流量无黏阻力相较于圆形唇口降低6%,具有良好的压缩特性和气动效率,能够减弱进气系统对飞行器气动性能的不利影响。研究结果表明该方法是一种高效且实用的高超声速内收缩进气道设计方法。     

基于核主成分分析的涡轮盘结构设计优化

为解决轮盘形状优化过程中变量多且高度非线性的问题,建立了基于核主成分分析(Ker?nelized Principal Component Analysis,KPCA)技术的航空发动机轮盘优化方法.利用控制点形式的非均匀有理B样条(NURBS)曲线构造涡轮盘截面形状,以控制点的坐标作为设计变量;利用实验设计(DOE)进行...     

离散伴随方法在气动优化设计中的应用

针对工程问题中大规模设计变量难以进行快速优化的难题,在自研流场解算器(WiseCFD-UG)基础之上,发展了基于离散伴随方法的梯度计算模块,实现了目标函数对大规模设计变量的快速精确梯度求解.此外,结合FFD参数化、线弹性体网格变形,优化算法等模块建立了气动优化设计系统.运用系统对M6机翼和CRM翼身组合体构型进行定升减阻优化设计,结果表明:机翼表面的压力分布得到了显著改善,表面激波得到不同程度的消除或减弱.气动优化设计系统有效可靠,具有一定的工程应用价值.     

应用Delaunay图映射与FFD技术的层流翼型气动优化设计

采用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由式变形(FFD)翼型参数化方法,进一步结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,通过粒子群优化(PSO)算法进行参数化方法、网格变形模式以及计算流体力学(CFD)数值模拟技术之间的整合,研究、构建了气动优化设计系统,并对某型层流理念设计的高空长航时(HALE)飞机基本翼型进行气动优化设计。气动特性目标函数评估方法中,边界层转捩数值模拟技术采用γ-Re_θt转捩模型耦合剪切应力输运(SST)模式湍流模型。优化设计后翼型气动特性表明:采用相关技术建立的层流翼型气动优化设计系统对于层流理念设计的HALE飞机翼型的设计具备较高的优化效率。     

复杂盘饼类锻件等温精密成型工艺

以复杂盘饼类铝合金锻件为例,采用试验和有限元数值模拟相结合的方法研究了该类锻件等温精密模锻的成型工艺和变形规律,结果表明:模锻后期型腔内剩余金属过多和金属沿径向流动过快是复杂盘饼类锻件产生折叠和流线紊乱的主要原因;模锻时发生强烈的剪切变形会引起粗晶缺陷;预锻制坯工艺不合理是终锻件出现流线露头缺陷的主要原因.     

基于响应面法的再生冷却通道尺寸传热优化

为了降低液体火箭发动机推力室壁温和冷却剂压力损失,对再生冷却通道尺寸参数进行优化设计。以再生冷却通道高度、宽度、数目和推力室内壁厚为设计变量,推力室平均壁温、最高壁温和冷却剂压力损失为目标函数,采用Box-Behnken试验设计方法获取样本点,根据样本点建立再生冷却通道计算模型,利用传热分析程序针对不同方案得到目标函数关于设计变量的二阶响应面模型,分别用梯度投影、积极集法和遗传算法进行优化计算,同时利用逐步回归法和样本点更新技术提高模型精度。计算结果表明,建立的响应面模型能以较小的计算成本准确地反映设计变量和目标函数的关系;存在一个最佳的通道高宽比和通道数目使得冷却通道传热特性最优;对于两种不同优化方案,优化设计后的目标函数最多比初始设计降低13.5%和23.5%;使用遗传算法优化后得到的目标函数值最低。     

基于任意空间属性FFD技术的融合式翼稍小翼稳健型气动优化设计

 以非均匀有理B样条基函数为空间控制体属性,建立了任意空间形状自由变形(FFD)技术参数化方法。所建立的气动外形参数化系统通过FFD控制体的分布以及控制顶点的合理选取,能够对任意复杂外形进行参数化设计。首先采用FFD控制体对某型客机翼稍小翼进行空间属性构建;然后结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,采用分群粒子群算法以及误差反向传播训练算法(BP)神经网络进行稳健型气动优化系统的构建;最后对某型客机融合式翼稍小翼的后掠角、倾斜角和高度等参数进行稳健型气动优化设计,分析对比了优化前后翼梢小翼表面压力云图、截面压力分布及载荷分布。优化设计结果表明:设计后的翼稍小翼的升阻比与阻力发散特性明显提高。     

粉末高温合金盘件预成形设计的类等势场分析法(英文)

传统的预成形设计方法精度低、耗时、耗力,为了克服这些缺点,提高产品的质量和工作效率并降低生产成本,需对预制坯进行合理的预成形设计。本文根据能量最小原理和最小阻力原理,利用塑性变形过程中坯料的流动规律于静电场等势线分布类似这一特性,提出一种能够进行预成形设计的新方法-类等势场法,并采用该方法对粉末高温合金盘件进行预成形设计,从中优选出6组预成形形状,利用MSC/Superform商用软件对上述预制坯的等温成形过程进行数值模拟,得到6组粉末高温合金盘件终锻结束时各个部分的等效应变分布、预锻和终锻的变形程度分配以及模具型腔的受力情况。通过分析,选出最佳的设计方案。     

民机机身下部结构耐撞性优化设计

 针对含多设计参数的典型民机机身下部结构耐撞性设计,提出了一种设计方法,该方法以最小化客舱地板的初始加速度峰值与最大化参考压溃状态的结构内能为优化双目标,通过Kriging模型对结构的冲击响应进行预测,采用非支配排序遗传算法II(NSGA-II)对双目标进行优化,进而由Nash-Pareto策略获得最优方案。为了得到最优设计方案,同时研究设计参数对机身结构耐撞性的影响,提出最大化期望提高与最大化预测方差同步加点准则建立代理模型。采用该设计方法,以典型民机机身下部结构设计问题为算例,对客舱地板支撑结构、货舱地板和泡沫构件形状参数进行优化。结果表明,相对原始设计客舱地板的加速度峰值降低约18.3%,次高加速度峰值也得到有效降低,改善了机身结构的耐撞性;Kriging模型预测响应与有限元分析结果误差小于1%,说明了设计方法的有效性。     

扑翼飞行器机翼平面形状设计方法研究

通过均匀试验法在设计变量状态空间内寻找分布更均匀、更能反映系统性能的状态点,使用改进的片条理论计算机翼的气动特性,建立了扑翼飞行器机翼面积分布(尖削比)、扑动迎角与扑动频率的响应面模型,得到了尖削比对机翼气动特性的影响规律和机翼升力系数关于尖削比、频率与迎角的估算公式。     

一种计及静气动弹性变形影响的跨声速机翼气动优化设计方法研究

耦合流场控制方程和结构静平衡方程求解得到大展弦比跨声速弹性机翼气动性能,分析研究了结构静弹性变形对气动载荷的影响.在此基础上以机翼典型剖面外形和机翼型架外形为设计变量进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动优化设计方法研究,实现了在真实飞行条件下考虑静气动弹性变形影响的大展弦比跨声速弹性机翼一体化优化设计.优化设计算例结果表明所发展的方法是成功的,优化得到的弹性机翼在满足升力系数约束条件下提高了升阻比.