飞机外形和结构件反求建模技术研究

 探讨了基于特征的飞机外形和结构件反求建模策略,并给出曲面特征和实体特征的定义,该方法支持具有完整特征表达的模型快速重建。提出了大规模散乱数据k近邻的空间球搜索算法,其逐步增大搜索范围的策略可有效提高搜索效率。研究了结构件与外形相关曲面特征的重建方法,当贴合面较窄、外形线接近于直线时,采用直纹面逼近,否则由蒙皮曲面等距间接求取。研究了基于工程约束的曲面形状修改算法,以B样条曲面需满足的点、线、面几何约束为目标约束,通过最小化形状修改前后差曲面的弯曲能得到精确满足目标约束的光滑曲面,推导了曲面弯曲能和曲线约束的表达式。最后,以飞机翼肋模型反求为例验证了所提方法的可行性。     

基于S1,S2流面理论的液体火箭发动机涡轮内部流场计算

应用S1,S2流面理论对某大型液氢/液氧火箭发动机涡轮泵的两级轴流式涡轮内部跨声速流场进行计算和分析。流面的求解采用流线曲率法。将混合平面法的思想用于流线曲率法的求解过程中,对动、静叶排之间的相互干扰进行处理,将复杂的非定常问题简化为定常问题,从而简化计算。粘性的影响通过几种损失系数进行修正。计算结果较好地描述了涡轮内部的流动情况,为进一步完善涡轮设计、提高涡轮性能提供了理论依据。     

多操纵面飞机大包线控制律设计

针对多操纵面布局飞机,提出一种基于Kriging建模技术和鲁棒自增益调参控制器设计技术的大包线飞行控制系统设计方法.通过采用力矩控制形式,使调参控制器的输出为三轴所需力矩系数,从而便于采用力矩控制分配技术来发挥冗余操纵面的潜力,并提高系统鲁棒性;在设计使系统性能指标最优的控制律时,通过建立控制系统性能参数的Kriging近似模型,避免了多次进行耗时的控制器设计,提高了设计效率.     

大型飞机翼面载荷测量技术浅析

飞机使用中作用在飞机上的载荷是结构设计的主要依据,但在飞机设计阶段,主要是在理论计算和风洞试验结果的基础上,根据已有飞机的设计经验进行修正、确定结构设计载荷.修正过程的理论计算和风洞试验不可能完全真实地考虑到影响飞机载荷的所有因素,由它们得到的结果是否合理,最终必须根据真实飞行试验测得的载荷和飞行参数,外推到设计载荷并重新校核结构强度,并进行载荷设计方法的验证等.     

基于径向切比雪夫矩函数的结构动力学模型修正

提出基于径向切比雪夫矩函数的振型描述及模型修正的方法,并应用于实际结构.将结构的模态振型用径向切比雪夫矩特征值表示,可以用很少的数据很好地描述振型数据的特征,实现振型数据的压缩.将径向切比雪夫矩特征值用于相关分析中,克服了利用模态置信准则描述对称结构重模态的缺陷.进一步将径向切比雪夫矩特征值用于模型修正中,克服了将振型数据直接用于修正中会产生的一些问题,如振型数据量过大、修正不易收敛等.以某航空发动机实验器的封油盖为例,进行振动模态测试实验,利用径向切比雪夫矩函数对其进行相关分析及模型修正,修正前后,封油盖有限元的前13阶固有频率的预测值与实际结构模态测试的实验值误差由最大值17.13%降低到1.23%,验证了该方法的有效性.      

高超声速飞行器控制面热防护系统地面试验研究

针对高超声速飞行器控制面研发手段中极其重要的地面试验技术,以X-37轨道飞行器为例,介绍了国外的最新研究进展和关键技术解决途径,以及指导地面试验研究的方法,并针对控制面方案在评估和鉴定中必不可少的高温模态试验,进行了综述和分析。     

涡轮导叶吸力面簸箕型孔气膜冷却特性实验研究

为了研究涡轮导叶吸力面的气膜冷却特性,在跨声速涡轮叶栅传热风洞中,采用瞬态方法实验测量了两个位置处的单排簸箕型气膜孔的冷却效率,分析了多个气动参数对其分布规律的影响。两排簸箕型孔分别位于相对弧长6.8%和21.7%处,叶栅通道基于叶片弦长的进口雷诺数为1.7×105~5.7×105,出口等熵马赫数为0.81~1.01,吹风比为0.6~2.1,涵盖了涡轮导叶典型工作状态。结果表明:对于簸箕型气膜孔,设计雷诺数条件下最佳吹风比在0.9~1.2附近,靠近前缘的孔排2的贴附性要好于孔排1;主流马赫数对孔后冷却效率的影响可以忽略,而低雷诺数下的冷却效率低于中高雷诺数工况;簸箕型气膜孔的冷却效率高于圆柱型孔,在BR1.5的中高吹风比时表现更明显;低吹风比时,凸面的冷却效率高于平板,尤其是s/d20距离内,而在高吹风比时,射流动量增加促进了气膜脱离凸面,从而降低了冷却效率。     

基于响应面近似技术的平流层飞艇协同设计优化

针对平流层飞艇多学科设计优化问题,引入协同优化算法,分析基于响应面近似模型的协同优化方法CO/RSA的执行步骤和特点,并介绍响应面近似模型的构建方法;建立平流层飞艇各学科模型,并对学科间耦合关系进行分析;运用建立的气动/推进、结构、能源三个耦合子系统的学科分析模型和系统优化模型,以平流层飞艇总质量最小为优化目标,综合考虑浮重、推阻和能源平衡,采用CO/RSA方法对平流层飞艇进行设计优化.结果表明:所建立的平流层飞艇的MDO模型是合理的,CO/RSA算法应用于飞艇总体设计优化是有效的,研究结果可为平流层飞艇方案论证和方案设计提供参考.     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

可重构零空间控制分配算法及流程规划

针对飞机正常情况和舵面故障情况下的控制分配算法展开研究。根据控制效能矩阵的特点设计了性能指标,并给出了对应的最优逆控制。对带约束的一般控制分配问题,采用零空间横截方法进行了再分配。设计了针对舵面卡死故障的重构控制律。结合某飞机仿真平台,进行了卡死故障的重构仿真,结果表明,控制分配算法能够在故障状态下完成对指令的精确跟踪。