面向增材制造的拓扑优化技术发展现状与未来

增材制造技术通过材料逐层打印制备结构,为复杂构件制造提供了新的成形方式。拓扑优化因不依赖于初始构型的选择,可设计出传统理念难以获得的创新构型,已成为航空航天和高端装备领域高性能、轻量化结构设计的重要手段。拓扑优化与增材制造有机融合,充分发挥各自优势和潜力,在现代制造业中展现出广阔应用前景。回顾了近年来关于增材制造与拓扑优化技术融合研究的主要内容和应用成果,包括以材料结构一体化为核心的多尺度/多层级结构优化设计、以设计制造一体化为核心的考虑增材制造工艺约束的优化方法等。同时,也分析了未来研究工作中存在的问题与挑战,如点阵结构性能表征及其尺度关联效应、增材制造材料成形各向异性、功能梯度材料与结构、增材制造材料与结构疲劳特性等对设计方法和成形工艺带来的挑战,为未来相关研究工作和航空航天应用提供参考。     

空战中机群编队分层优化算法

针对机群编队优化计算复杂的问题,提出了一种分层优化算法。根据敌我双方的距离、角度、速度以及飞机导弹、雷达的性能,建立了多机协同任务分配模型。根据空战中常用的基本飞机队形,对敌方机群编队进行分层,对每层分别计算己方对选取各种基本队形时的任务分配结果和队形优化优势值,通过比较得到己方机群编队的每层最优队形,当得到己方每层的最优队形之后,将己方每层最优队形进行组合解码就可得到己方机群编队的最优队形。仿真结果表明该方法能有效地解决机群编队队形优化问题,并且该算法具有较好的实时性。     

微牛级射频离子推力器结构优化研究

为了满足中国科学院空间引力波探测——"空间太极计划"对航天器推进系统提出的微牛量级推力高精度控制需求,基于感性耦合等离子体自持放电,设计了一套微牛级射频离子推力器(μRIT-1).通过理论分析与实验验证,完成了μRIT-1关键结构组件优化工作,包括射频天线、放电室及离子光学系统.根据实验结果,μRIT-1采用7匝线直径...     

大型客机柔性后缘增升装置气动机构一体化优化设计

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。     

大型飞机增升装置气动机构一体化设计技术进展

增升装置设计作为大型客机设计的关键技术之一,其设计水平的提升将极大提高飞机的整体性能。虽然先进增升装置方案朝着简单形式发展,但其设计目标将结合气动、机构、结构、噪声等复杂考虑因素,以达到最优的综合性能和提高飞行的安全性、经济性和舒适性,是个高难度多学科多约束耦合的设计问题。结合气动优化、机构设计、一体化研究等多方面增升装置设计难点进行论述,并提出相应解决方案,最终完成气动/机构一体化设计。分别回顾了干净构型到巡航构型的外形设计方法;起降构型的气动评估、优化方法;增升装置位置表达方法和机构设计研究现状。最后阐述了气动/机构一体化设计方法的思想,总结了国内外在该方向所进行的研究和取得的成果。     

流体拓扑优化方法及其在叶轮机械中的应用

相比于结构拓扑优化,流体拓扑优化的发展较为滞后。为了促进流体拓扑优化在叶轮机械领域的应用,根据公开资料中的研究成果,首先介绍了该方法的理论基础,包括优化问题数学模型、流动控制方程及求解方法、灵敏度分析技术、优化不稳定问题的预防措施及几何重构方法。然后总结归纳了流体拓扑优化在叶轮机械气动热力学领域的研究现状,通过对涡轮叶片内部冷却结构、涡轮叶片叶顶结构以及离心压气机弯道设计的描述,指出该方法的技术优势。研究表明,相比于传统形状和尺寸优化方法,拓扑优化具有更高的设计自由度,且突破了结构参数化的限制,有助于挖掘具有优良性能的新型结构。最后,对流体拓扑优化方法在未来叶轮机械设计中的发展进行了展望。     

An efficient aerodynamic shape optimization of blended wing body UAV using multi-fidelity models

This paper presents a novel optimization technique for an efficient multi-fidelity model building approach to reduce computational costs for handling aerodynamic shape optimization based on high-fidelity simulation models. The wing aerodynamic shape optimization problem is solved by dividing optimization into three steps—modeling 3D(high-fidelity) and 2D(lowfidelity) models, building global meta-models from prominent instead of all variables, and determining robust optimizing shape associated with tuning local meta-models. The adaptive robust design optimization aims to modify the shape optimization process. The sufficient infilling strategy—known as adaptive uniform infilling strategy—determines search space dimensions based on the last optimization results or initial point. Following this, 3D model simulations are used to tune local meta-models. Finally, the global optimization gradient-based method—Adaptive Filter Sequential Quadratic Programing(AFSQP) is utilized to search the neighborhood for a probable optimum point. The effectiveness of the proposed method is investigated by applying it, along with conventional optimization approach-based meta-models, to a Blended Wing Body(BWB) Unmanned Aerial Vehicle(UAV). The drag coefficient is defined as the objective function, which is subjected to minimum lift coefficient bounds and stability constraints. The simulation results indicate improvement in meta-model accuracy and reduction in computational time of the method introduced in this paper.     

三维机翼气动结构多学科优化方法

采用Euler方程、连续伴随优化方法、自由形面变形技术（free-form deformation,FFD）以及一种四边形线性壳单元模型对三维机翼气动结构多学科优化方法开展了研究。目标函数为阻力系数和机翼翼盒结构质量的加权和,设计变量为FFD控制点以及10段蒙皮的厚度。气动方面升阻力系数对设计变量的梯度由伴随方法求得,结构方面翼盒质量对于蒙皮厚度的梯度可直接计算,应力的梯度采用有限差分方法获得。对跨声速大展弦比机翼进行气动结构多学科优化,并将该计算结果与机翼气动单学科优化设计后的静气弹计算结果进行对比,结果表明:该气动结构多学科优化方法能够在满足约束条件下,实现阻力系数和翼盒质量同时降低,保证优化结果的合理性。      

轴向柱塞泵多学科融合建模与集成优化

为了实现机液耦合条件下轴向柱塞泵的精确建模和优化设计,提出了轴向柱塞泵多学科融合建模与集成优化方法。以国产I3V2-10S型轴向柱塞泵为对象,分别建立了ADAMS机械系统模型和AMESIM液压系统模型,通过ADAMS和AMESIM之间的接口模块设计实现了柱塞泵机液耦合建模和联合仿真,并利用iSIGHT软件集成了该机液耦合模型,以该柱塞泵出口体积流量脉动率最小为目标,对配流副中吸排油节流口最大开口等效直径、吸排油闭死角、柱塞包角、吸排油预开口量等参数进行了优化设计。结果表明:在负载工况分别为10、14、18、22、26、30MPa时,优化后的泵出口流量脉动率比优化前分别降低了14.59%、18.57%、21.50%、23.44%、24.03%、25.49%,最后通过实验验证了仿真和集成优化数据的正确性。      

航空活塞汽油机燃烧特性优化

为优化某二冲程航空活塞汽油机的燃烧特性,研究了火花塞位置、火花塞数量以及火花塞布置方式等对其燃烧的影响。利用Pro-E和AVL Fire软件对该汽油机燃烧室建立了仿真模型,选取缸内压力数据验证了该模型的正确性,对火花塞不同的布置位置以及不同数量的火花塞等方案进行了仿真,对结果进行分析。结果表明:双火花塞布置方案比单火花塞布置方案更有利于组织快速燃烧,促进燃烧放热,缩短燃烧持续期;火花塞非对称布置方案比对称布置方案对火焰的形成及传播扩散更有利。