智能算法在约束优化问题中的应用研究

针对智能算法和约束优化问题的特点,本文首先回顾智能算法在约束优化问题中的应用现状,尤其是约束条件处理的三种不同方法,即惩罚函数方法,可行解优先方法,多目标优化方法,在此基础上分析解决一般约束优化问题的两阶段方案,其中,第一阶段找到约束优化问题的所有可行解,然后以此通过第二阶段找到最优解。最后对智能算法在约束优化问题中应用的未来研究方向进行简单探讨。     

一般状态方程可压缩多流体流动的PPM方法

采用流体体积分数的混合型多流体数值模型和高精度多介质Piecewise Parabolic Method(PPM)算法模拟一般形式Mie-Grüneisen状态方程的复杂多流体可压缩流动.根据多流体接触界面无振荡原则设计高精度计算格式,采用双波近似和两层迭代算法求解一般状态方程的Riemann问题,利用Strang分裂方法将一维算法直接推广到高维情况,不需要动能校正.二维多流体接触间断平移问题的模拟结果表明本算法在接触间断附近压力和速度没有振荡,界面数值耗散很小,被控制在两到三个网格之内.本文还模拟了二维Riemann问题和激波同多流体交界面的相互作用,算例结果表明本文方法可以有效地处理接触间断、激波等物理问题,且具有耗散小精度高的特点.     

一种连杆装置载荷测试系统研究与设计

介绍了一种连杆装置载荷测试系统。某大型火箭芯级与助推器的连接采用了三支点超静定捆绑方式,为了充分了解这一新型捆绑连接结构在火箭大型地面试验和发射前加注过程中的载荷变化情况,开发设计了捆绑连杆载荷监测系统。系统采用了多路模拟开关及扫描技术实现了多通道数据实时采集,同时编制数据采集和数据处理软件对采集到的电压信号进行分析处理。通过对该系统的标定,实现载荷的测量。文章介绍了系统的硬件、软件设计原理和系统的两种工作状态。通过对箭上使用的连杆进行标定,得到连杆受力和系统输出的关系,通过标准载荷试验验证,线性误差在系统允许范围内。该系统载荷测量准确,可以用于火箭各种大型地面试验中捆绑连杆的载荷测量。     

激光等离子体天线的电磁散射分析

根据激光等离子体天线工作原理给出了电磁分析模型,以电场作为未知函数建立了频域体积分-微分方程,用脉冲基函数和点匹配函数的矩量法（MOM）将之转为线性代数方程组。求解中应用快速傅里叶变换（FFT）和共轭梯度法（CGM）,以降低所需计算机内存和减少CPU计算时间。算例表明：该法计算的结果与Mie级数解析解和其他文献结果吻合较好。     

基于自由涡方法的风轮偏航气动特性研究

采用非线性升力线方法和时间精确自由涡方法,对风切变条件下风轮的偏航气动特性进行了非定常数值模拟。为了改善非线性升力线方法的计算收敛性,提出了基于Newton-Raphson方法的环量方程迭代算法。建立了一种包含粘性涡核并由自由涡面和叶尖涡线构成的改进尾迹模型,可以提高尾迹的计算精度和效率。以NREL Phase VI风力机和Tj?reborg风力机为算例,分别对均匀风和切变风条件下、风轮处于不同偏航角时的气动力进行计算,并与测量值进行了比较。分析了风切变和偏航风对风轮气动特性产生影响的主要因素及风轮气动特性的变化规律。结果表明:计算方法可以有效模拟风切变条件下风轮偏航气动特性;在风切变条件下,偏航会增加叶片扭矩的波动,当风轮处于正偏航角时,叶片挥舞力矩的波动减弱,处于负偏航角时,挥舞力矩波动增强。     

进气畸变对压气机性能影响的三维彻体力模型

基于三维彻体力模型理论初步发展了一个能有效预测进气畸变下压气机性能的压气机三维稳定性分析模型(CSAC).该模型通过求解带有源项的可压三维Euler方程组,对压气机内部全环三维流场进行模拟.叶片对气流的作用力和做功源项根据压气机三维稳态Navier-Stokes(N-S)解的相关气动参数计算得到,并给出了源项与叶片进口气动参数之间的数据库关联方法.利用该模型计算和分析了NASA Rotor 37在均匀进气下的气动性能,并与三维稳态N-S计算结果对比,验证了该模型的准确性.最后利用该模型模拟了Rotor 37在稳态周向总压畸变下的性能.结果表明:总压畸变不但降低了压气机的气动性能和稳定裕度,而且在压气机转子出口诱发总温畸变,研究表明该模型在消耗较少的计算资源下正确地反映了进气畸变对压气机性能的影响,是目前分析进气畸变对压气机性能影响的有力工具.      

自动优化技术在涡轮设计中的应用

为了提升计算机辅助的自动优化设计技术在航空发动机涡轮设计中应用的有效性,基于计算机辅助设计技术、CFD仿 真技术和智能优化算法,构建了集2维叶型设计优化和3维优化于一体的轴流涡轮设计优化体系。采用结合几何参数法和非均匀 B样条曲线发展了鲁棒性强、适应范围广的基元叶型参数化造型方法;结合自动结构化网格剖分、高精度CFD求解程序和智能优 化算法,开发了针对工程的高效涡轮2维叶型设计优化软件;以基元叶型为基础,发展了包括涡轮叶片3维积叠、扭转及子午流道 型线调整的涡轮3维参数化方法;耦合商业CFD软件和智能优化算法,开发了级环境下涡轮3维优化设计软件。利用3维优化设 计软件开展了某单级跨声速高压涡轮和高低压涡轮过渡段优化设计,使单级高压涡轮效率提高0.62个百分点、过渡段分离流动区 域大幅度减小。结果表明：涡轮自动优化技术能够满足工程应用需求,显著地提升了涡轮气动设计水平。     

航空发动机叶片用陶瓷型芯的光固化增材制造研究现状

随着对高推重比和高效率航空发动机日益增长的需求,发动机叶片正朝着复杂空心结构的方向发展,而这对高性能复杂结构的陶瓷型芯提出了更高的要求.与此同时,基于光固化原理的增材制造技术可以实现无模具条件下的高精度、快速以及综合性能优异的陶瓷型芯制备.然而,目前基于光固化增材制造的陶瓷型芯制备工艺依旧面临控制尺寸精度、优化脱脂烧结...     

旋转畸变对模态波发展过程影响试验

为探究"危险频率"的物理机制,设计了旋转畸变发生器,对旋转畸变条件下两级低速轴流压气机的失速起始过程进行了试验研究.结果表明:该旋转畸变发生器在不同转速下均能输出类方波状的总压分布.旋转畸变导致压气机总静压升特性下降和稳定裕度损失,并且存在使压气机稳定裕度损失最大的畸变旋转频率.失速起始过程中模态波产生于畸变区,传播到非畸变区时会受到抑制.当畸变旋转频率等于模态波的传播频率时,模态波发展为旋转失速所需的时间最短,压气机稳定裕度损失最大.对失速起始信号的时频分析显示"危险频率"在数值上等于模态波的传播频率.     

大气参数偏差对再入弹头爆点射程的影响

统计出了实际大气状态参数与标准大气状态参数的最大偏差值,以等高程和等过载引信两种弹头引信方式建立了大气参数偏差对弹道式导弹弹头引爆点射程影响的数学模型,从理论上分析了大气参数偏差对弹道式导弹弹头引爆点对应射程产生影响的物理实质;进而以一种洲际弹道导弹为例,讨论出大气参数偏差引起弹头命中点射程偏差的具体数值。