压电自适应桁架结构控制一体化设计

针对压电自适应桁架结构,建立了含有主动元件位置的结构控制一体化设计数学模型,以结构重量作为目标函数,以结构静、动态响应作为约束函数,同时优化结构设计参数、控制参数和主动元件的位置。提出一种解决混合变量一体化设计问题的新方法,该方法将近似概念、遗传算法和对偶法相结合。首先采用组合多点近似函数建立原问题的序列近似问题,再对近似问题中的(0,1)离散变量和连续变量采用遗传算法和对偶方法分别寻优的分层优化策略。算例表明本文方法由于遗传算法只用于求解近似问题,因此只需要很少的结构分析次数就能得到最优解或近似最优解。     

进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究

对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。     

薄壁不锈钢管数控绕弯成形数值仿真及工艺研究

针对航天某型号薄壁弯管成形难度大、尺寸精度低等问题,提出了数控绕弯成形替代拼焊成形,分析数控绕弯工艺特点及参数确定方法。建立模型对成形工艺参数进行有限元仿真,分析弯曲速度及芯头直径缩减量对不锈钢管成形影响,并通过试验得到优化的工艺参数。结果表明弯曲速度为8mm/s、减小芯头缩减量为0.6mm时,成形零件截面畸变不超过4%,最小壁厚0.65mm,弯曲后管材产生形变强化效果,组织更为细密,成行排列的方向性更明显,提高了零件强度。     

结构/机构一体化空间可展开复合材料]柔性伸杆的设计

为了满足空间探测的需求,文章提出一种结构/机构一体化空间可展开复合材料柔性伸杆设计。该伸杆以结构自身所包含的长通孔作为柔性关节,利用柔性关节的弯曲势能,实现其180°折叠展开功能。首先,研究影响该伸杆刚度和强度的主要设计参数,并综合考虑伸杆的制造工艺要求以及实际使用状态,确定了该伸杆的最终设计状态。然后,对该柔性伸杆的展开状态进行模态分析,并对其柔性关节进行折叠展开试验。最后,测量该柔性伸杆的重复折叠展开指向精度。模态分析结果表明：带探测计负载的伸杆展开状态的一阶频率为15.80Hz,二阶频率为17.22Hz,满足设计指标要求。折叠展开试验结果表明：伸杆柔性关节的折叠展开性能良好,满足设计要求。指向精度测量结果表明：伸杆重复折叠展开10次后,偏差角的6σ值为0.00828,重复折叠展开指向精度较高,满足使用要求。结构/机构一体化空间可展开复合材料柔性伸杆的结构设计方案合理可行,可适用于多种航天器及多类空间探测任务。     

先进战斗机生命保障系统

生命保障系统为适应新型战斗机发展需求,围绕"以人为保障对象"系统特征,采用基于系统工程的需求/功能分析方法,从飞机总体、生理、六性、飞管、任务等需求出发,提出系统需求,开展需求分析向工程实践转化研究,确定分解了系统、成品的设计及指标要求。通过系统架构优化、提高快速响应能力研究,建立大系统综合的系统架构。基于数据共享、控制融合的飞管平台以及氧气介质传感器技术,结合六性、FMECA和FTA,开展数字协同环境下生命保障系统综合设计,系统电子信息化程度取得突破,具备高度综合的全数字显示与控制、自主诊断和状态监测能力,获得高效维修保障能力,为实现玻璃化座舱、快速出动、快速布防、跨区域作战、自主保障提供有力支撑。     

高速飞行器流场和固体结构温度场一体化计算新方法的初步研究

本文探索和研究了一种不需作流／固耦合迭代的一体化计算方法，通过将气体流动和固体结构传热用统一的方程组进行描述，并用统一的方法进行求解，避免了流／固之间的耦合迭代问题。为了验证该数值方法的可靠性，本文对高焓高超声速气流绕二维不锈钢圆管的流动、气动加热以及结构热响应问题进行了计算，结果与实验符合良好。     

基于激光增材制造技术的航天运载器上面级舱体结构一体化设计与成形方法

为将激光增材制造(LAM)技术更加广泛的应用于航天运载器结构设计与成形,基于激光选区熔化(SLM)现有成形能力,实现了航天运载器上面级舱体结构一体化设计。具体建立无连接件的整舱一体化模型,成形缩比一体化舱体产品,并通过静力试验验证了基于激光增材制造技术的一体化设计与成形方法的可行性,从而对其在航空航天领域推广应用的技术途径进行探索。     

基于MRR-LSSVR 的发动机循环参数优化设计方法

为了实现飞机与发动机之间良好的协调与匹配,基于飞/发一体化设计软件AEDsys,通过约束分析、任务分析、参数循环分析、性能循环分析和安装性能分析等环节,对涡扇发动机总体设计进行了系统分析。针对性能循环分析中的备选发动机决策问题,提出了基于多输入多输出约简迭代最小二次支持向量回归机(MRR-LSSVR)的备选发动机代理模型构建方法,用于映射发动机设计参数与性能之间的关系,并通过可行序列二次规划(FSQP)算法自动优化出最佳的发动机设计循环参数组合,克服了AEDsys软件中发动机参数选择环节较为依赖设计经验、效率低的缺陷。     

一种一体化加力燃烧室的数值模拟

为适应新一代航空发动机高推质比的设计要求,设计出一种一体化加力燃烧室方案,利用截尾支板与带凹腔的分流环组合结构取代了传统火焰稳定器。对该方案进行了数值模拟研究及试验验证,结果表明:在该一体化加力燃烧室内涵中有3个低速回流区;截尾支板结构不仅起整流支板的作用,还能够起到火焰稳定器的作用;燃烧效率在90%～93%之间,流阻系数约为0.26;在所研究的工况下总压恢复系数均高于0.975,且主要的总压损失集中在截尾支板及分流环凹腔处。      

高超声速飞行器一体化方法研究

针对高超声速飞行器一体化设计方法现状的分析,阐明了吸气式发动机与乘波体飞行器之间高效的一体化对于高超声速飞行的重要作用,并从理论、原理、设计方法 3方面进行介绍。在激波理论方面,通过从直线激波的求解拓展到二次曲面激波的求解,为3维曲面激波的研究提供了帮助;在乘波原理方面,将乘波原理从外流乘波拓展到内流乘波,继而提出1种兼顾内外流需求的双乘波原理,深化了乘波原理的内涵;在设计方法方面,对于基本流场的气动设计问题,提出更加高效的一体化气动反设计方法。综上分析并归纳出准3维内外流一体化乘波理论与方法,从而在现有"准3维"研究体系上,构建并完善了全3维内外流一体化乘波理论与方法,对于复杂3维超声速内外流一体化设计技术的发展具有一定借鉴作用。