一种基于推进剂消耗优化的卫星小推力器布局设计

针对小推力器安装角度对卫星南北位置保持、东西位置保持和姿态控制效率的影响,从而决定推进剂需求量,提出一种推进剂消耗过程耦合建模与求解方法,并建立了小推力器安装角度优化模型。该方法采用定点迭代对转移轨道阶段推进剂消耗量和静止轨道阶段推进剂消耗量与贮箱尺寸之间耦合过程进行解耦,并建立了不同阶段推进剂消耗量估算模型。以卫星寿命期推进剂需求量最少为优化目标,建立了小推力器布局优化模型。通过实际的小推力器布局设计实例,分别采用遗传算法和序列径向基函数代理模型（SRBF）优化策略进行优化。优化结果表明相比于基于经验设计,SRBF可以有效地降低推进剂需求量,而且对比遗传算法,优化效率得到了显著提高。     

航空涡轴发动机发展趋势

基于国际上典型航空涡轴发动机的发展历程,概括了航空涡轴发动机产业发展趋势,其所呈现的系列化、军民两用化和国际合作化特点十分鲜明,国家层面实施的发展计划对航空涡轴发动机的发展起到了重要引领作用。基于统计分析,展望了航空涡轴发动机结构布局和性能发展趋势。研究表明:在结构布局方面,航空涡轴发动机朝着结构紧凑化方向发展,压气机和涡轮级数呈现不断减少的趋势。1 500 kW级以下的航空涡轴发动机将更普遍地采用单级/双级离心压气机和单级涡轮,1 500 kW以上的航空涡轴发动机将更普遍地采用轴流+离心组合压气机和双级涡轮,同心轴前输出功率型式成为主流功率输出型式。在性能方面,未来先进航空涡轴发动机的压比将达到30,涡轮前温度将达到1 900 K,油耗将低至0.20 kg/(kW·h),单位功率将达到400 kW/(kg/s),功质比将达到14 kW/kg。      

测试布局对涡轮效率的影响研究

在涡轮稳态性能试验中,由于探针几何堵塞限制,进/出口测量截面上过少的测点以及近端壁流场信息缺失影响涡轮等熵效率的评估精度。本文基于涡轮出口截面近壁边界层与平板湍流边界层速度分布相似的假设,首先发展了涡轮近壁边界层总温、总压计算模型,然后利用PW E³单级高压涡轮的数值计算结果,分析发现此近壁边界层模型能大幅改进涡轮测试效率的精度,轮毂近壁测点位于5%~10%叶高、机匣近壁测点位于90%~95%叶高时,近壁边界层模型修正的涡轮效率精度最高。测试截面位于涡轮出口3倍转子叶根轴向弦长下游时,在不同的涡轮工况下,涡轮的修正效率与CFD全流场计算效率的误差小于0.3%。利用此模型,进一步分析了探针周向、径向测点数对涡轮效率的影响,获得了高精度测试效率所需的最少周向测点数为5,最佳径向点数可取7~10。获得的试验数据后处理方法以及测试探针布局准则,能用于指导工程上涡轮性能试验方案设计以及试验数据后处理。     

基于余量修正原理的多翼面气动力反设计方法

 将Takanashi 的余量修正方法由只针对单独翼面发展到针对多翼面问题, 形成一种处理多翼面升力系统的余量修正设计方法, 以此为基础发展了一种跨音速多翼面升力系统气动力设计方法, 形成了相应的跨音速多翼面设计软件, 并将该软件与国外先进的CFD 分析软件相结合, 形成跨音速多翼面升力系统气动力设计软件系统。利用该多翼面空气动力设计方法, 以鸭式布局为例, 进行了双翼面升力系统的气动力设计。设计实践表明本文的设计方法和软件具有很高的实用价值。     

带有横喷控制的导弹流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发，考虑两方程湍流模型，采用NND2M差分格式，对带有横向喷流的双锥旋称体高超声速绕流场进行数值模拟，计算结果与已有的试验数据进行对比，符合较好。在此基础上对带有横向喷流控制系统、型尾翼布局、高超声速飞行的导弹外流场进行数值模拟，研究了迎角、多个喷口、热喷流效应和湍流模型对气动力特性的影响；计算表明在无尾翼情况下有／喷流的气动力差别较小，喷流影响随迎角变化不敏感；对带有尾翼的气动布局，喷口位于背风区时喷流影响较小，喷口位于迎风面时气动力变化较大，压心明显前移；多喷口产生的附加推力和力矩不等于每个单喷口线性相加；湍流模型和热喷流效应引起流场结构改变，但是对总的气动力影响不大。     

自动化技术在飞机活动翼面结构方案论证中的应用

为了探讨飞机活动翼面结构布局方法 ,并提供一种基于现代集成设计技术的、具有良好操作性的、用于结构方案论证时的新方法 ,本文采用模块化策略和几种手段相结合的思想作为技术途径 ,具体表现为将CAD、CAE和结构拓扑优化组合使用 ,以UG作为CAD几何造型平台 ,以ANSYS作为CAE建模平台 ,利用作者提出的敏度阀值概念和约束补偿措施构造出一种拓扑优化新算法。以实际飞机型号作为算例 ,优化结果与真实的结构布局形式相比较 ,能够指出传统设计的不足之处 ,这既验证了本文建立的物理模型的合理性 ,又考核了该优化算法的有效性 ,同时 ,也说明了本文提出的“结构布局方法”具有一定的实用性。最后 ,从该方法的良好操作性可以预示出它对未来飞机活动翼面结构设计 ,会具有指导性     

基于多目标遗传算法的再入飞行器气动布局优化

本文采用多目标遗传算法来确定再入飞行器气动布局优化问题的Pareto最优解集，并和传统的多目标优化方法（加权和方法、约束法）进行比较。通过计算表明，多目标遗传算法能够在一次运行中搜索到优化问题的近似Pareto最优解集，这为飞行器设计得进行目标折衷决策提供了充分的依据。     

大型运输机设计中平尾布局的研究

从气动力、结构与全机设计角度出发，通过变化尾翼位置与机翼下洗、尾翼动压以及机翼尾迹，寻找确定平尾面积和满足结构设计需求的尾翼静与动载荷等影响因素。从飞机的稳定性与控制角度来看，高尾翼布局方案在飞机失速迎角以下可以提供优异的操纵品质。     

基于模拟退火算法的防空作战布局优化

在防空导弹武器系统的作战布局优化中使用模拟退火算法,选取适当的 Ｂｏｌｔｚｍ ａｎｎ 常数, 结合基于随机服务系统理论的作战效能分析数学模型,得到了较为快捷的定量优化武器系统作战布局的方法。     

可变弯尾飞行器布局气动特性分析

本文研究了可变弯尾飞行器的气动布局设计问题，并计算分析了此类飞行器的气动特性，提出了气动设计的关键问题。可变弯尾飞行器具有结构简单、气动热环境良好、气动控制独特、机动范围可调等特点，是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。弯尾部分产生的铰链力矩是此类飞行器的设计关键。通过研究分析器的质心位置、弯尾部分的尾长和弯尾角的相互关系，获得了使铰链力矩在飞行器较大配平范围内保持可接受程度的可变弯尾飞行器气动布局。