基于代理模型的大型民机机翼气动优化设计

先进的气动优化设计思想与方法,对于提升大型民机气动与综合性能具有至关重要的意义。探讨了大型民机超临界机翼气动优化设计的基本准则和要点,并结合代理优化算法,提出了一种面向工程应用的多轮次高效全局气动优化设计方法。首先,通过一系列解析函数/翼型/机翼优化测试算例进行了验证。其次,将所提出的方法与人工修型相结合,开展了针对宽体客机超临界机翼的两轮气动优化设计,使其气动性能得到显著改善。最后,采用不同的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器对安装优化机翼的全机巡航构型进行了典型状态的气动性能综合评估。研究结果表明,所提出的代理优化算法具有很高的优化效率、较强的约束处理和全局优化能力;将所发展的基于代理模型的多轮次气动优化设计方法与人工修型相结合,能够获得满足设计要求的气动外形,验证了该方法在大型民机超临界机翼气动设计中的有效性和工程实用性。     

翼身融合布局客机总体参数分析与优化

在翼身融合布局客机总体设计阶段,为评估设计方案的总体性能,建立了翼身融合布局客机总体参数综合分析与优化平台,该平台以翼身融合布局客机的几何参数为输入,完成动力、几何、重量、气动、性能和经济性等模块分析,并以此为基础建立优化设计模型。为快速评估设计方案的性能及优化设计效果,动力分析模块采用了部件级分析模型,重量分析模块采用半经验估算方法,气动分析模块采用面元法结合工程估算方法,性能分析模块采用简化运动学方法,优化模型采用可并行计算的子集模拟优化算法。以某555座级翼身融合布局客机方案为例,应用开发的分析与优化平台,完成了总体参数分析,结果表明分析模型合理。在此方案的基础上,以客机的外形参数和发动机海平面最大推力为设计变量,分别建立了以最大起飞重量最小为目标的单目标优化,以及同时以直接使用成本和进场速度最小为目标的多目标优化,单目标优化结果最大起飞重量降低了约7.17%,多目标优化结果表明直接使用成本降低8.77%的同时进场速度会增加3.32%。     

共轴式直升机桨毂阻力特性与减阻试验

共轴式直升机桨毂阻力占全机废阻的50%以上,因此有必要对桨毂阻力特性和减阻设计进行研究。 通过对某共轴式直升机桨毂模型、减阻方案及减阻方案加装涡流发生器进行风洞试验,研究轴式直升机桨毂的 阻力特性,验证减阻方案及减阻方案加装涡流发生器的减阻效果。结果表明:桨毂支臂方位角、转速和攻角变 化对桨毂及其减阻方案的阻力影响很小;上下桨毂整流罩与中间轴整流罩之间的缝隙对阻力影响比较大;减阻 方案可以降低约33%的桨毂阻力,而加装涡流发生器的减阻效果并不明显。     

风洞T型冲击三通管道流场特性数值模拟

在24 m跨声速风洞进气管路T型冲击三通连接处和隔板位置,每隔一定时间会出现裂纹,影响了风洞的安全稳定运行。为了解裂纹出现的原因,同时为改进设计提供依据,采用CFD(computational fluid dynamics)对风洞现有三通和优化方案进行了对比。控制方程为三维黏性不可压缩Navier-Stokes方程。结果表明：无隔板时,三通内的流动为最常见的类型,支管内存在3个分离区,在转向过程中形成第1分离区,即马蹄涡;随后是第2分离区,一对反向旋转的旋涡,即Dean涡,及三通顶部壁面形成第3分离区。流场沿y=0 mm和z=0 mm平面基本呈对称分布。有隔板时,流场的左右和上下结构均不对称;在隔板和外侧壁面间的角点形成范围较小的驻涡,在支管内形成不稳定的螺旋状分离涡,致使气流振荡,从而使得三通连接和隔板处管壁出现裂纹。根据上述流态设计了管路优化方案和整流装置,优化后能有效减小或消除分离;其中去掉隔板最简单易行,可以解决裂纹的问题。     

基于绳系并联机器人支撑系统的SDM动导数试验可行性研究

详细给出了在低速风洞中,采用绳系并联机器人(WDPR)支撑模型,用强迫振荡法进行标准动态模型(SDM)动导数试验可行性的研究。试验中将杆式六分量应变天平内置入模型中以测量模型的气动力和气动力矩,建立了适用于绳系并联机器人支撑系统的模型运动控制子系统和数据采集子系统。采用绳拉力作为参考信号,对气动力矩信号与位姿信号进行数据的同步处理,解决了绳系并联机器人支撑系统应用于动导数试验时所测力矩信号与位姿信号之间的相位差确定问题,给出了WDPR支撑下模型动导数的计算方法。整个试验样机置于某开口式低速直流风洞中进行了俯仰、带偏航角的俯仰以及升沉的动导数试验,通过测量和计算得到各动导数。试验结果与参考文献相比较具有合理的一致性。研究结果表明,采用绳系并联机器人支撑模型进行动导数试验是可行的,至少对于SDM是这样的结果;使用一套绳系并联机器人支撑系统,可以完成多套硬式支撑系统才能完成的动导数试验,从而提高试验效率,降低试验成本。     

气动力/热与结构多场耦合试验模型方案初步设计

以多渠道、多机制交叉耦合为热防护结构特点的新一代高超声速飞行器必须采用气动力/热与结构多场耦合计算方法进行研究。目前,国外已建立较完善的耦合分析系统并用于飞行器研制,国内的中国空气动力研究与发展中心(CARDC)也已自主研发了热环境/热响应耦合计算平台(FL-CAPTER)。为验证多场耦合计算平台所用方法的有效性和计算结果的准确性,设计并开展气动力/热与结构耦合的地面试验具有十分重要的意义。本文结合气动力/热与结构多场耦合试验设计需求,以现有材料和设备能力为依托,开展了试验风洞选取、模型尺寸估算、模型材料选择、模型气动设计与模型结构设计工作。初步研究表明,模型支撑结构附近迎风面局部高温热膨胀将有利于模型前体结构产生可观的整体变形量。本文以此设计了带压缩拐角的二级压缩面结构模型,通过短时间不锈钢模型验证试验和计算对比分析初步验证了模型设计的可行性,并以此为基础预测了高温合金模型的试验结果。为下一步开展高温合金长时间风洞试验奠定了技术基础。     

防冰疏水微结构表面的设计

微结构表面具有出色的防水自净性能以及减阻性能,但目前超疏水微结构表面设计制备思路欠缺系统性,很多制备方法也比较复杂,在工程实践方面缺乏指导性。从工程制备的角度,概述了微结构表面设计的经典理论模型和国内外对微结构几何设计的理论研究,探究常用工程材料的理论本征接触角,通过力学平衡分析方法计算仿真确定疏水微观结构几何尺寸、几何截面外形,提出截面线长度及尺寸系数两个疏水微结构设计的参数,归纳了设计疏水微结构的流程,为制备疏水微结构或微结构模具提供理论基础。     

便携式充电设备检测系统的研究与设计

为了便于充电设备现场检测工作,设计了一种便携式直流充电设备现场检测系统。该系统功能具有完善的测试功能,能够方便的对直流充电设备进行检验测试,完全满足直流充电设备运行检测的需求。该系统具有小型化、便携化的优点,有利于提高现场检测效率,保证了充电设备运行的安全性及稳定性。     

基于多源信息融合分析的 导弹贮存寿命评估方法

对于长期贮存的导弹,通常能获取的贮存信息仅为贮存期内的年检数据与少量的例行试验数据,贮存信息相对匮乏,对导弹贮存寿命与可靠性评估工作非常不利。为解决这种工程实践中存在的实际问题,发展了一种采用工程加速贮存与地面鉴定试验相结合的加速贮存信息获取方法,获取典型单机与简单系统贮存信息。将典型单机与非金属材料加速贮存信息与地面鉴定试验信息、现场贮存信息、贮存环境数据以及例行试验信息等数据信息融合处理,建立基于多源信息融合的贮存信息数据库。在此基础上,建立基于现场贮存信息与加速试验信息融合分析的导弹贮存寿命与可靠性评估方法,并给出导弹在现有贮存时间下,继续贮存一定年限的可靠度。     

航空齿轮减速器稳健优化设计研究

航空齿轮减速器通常对重量、强度、效率以及可靠性有极高的要求,考虑到其所处工况的随机性、工艺水平的差异性以及材料强度等力学性能参数的波动性,传统的确定性参数优化设计已不能满足工程实际的需求。在传统的确定性优化设计模型的基础上,基于6σ稳健设计基本理论建立齿轮传动系统的多目标稳健设计优化模型,并采用NSGA-Ⅱ多目标优化算法进行求解;以某航空齿轮减速器中单级斜齿圆柱齿轮系统为研究对象进行实例分析。结果表明:本文提出的基于6σ稳健设计理论的齿轮传动系统优化模型充分考虑了不确定性因素对优化的影响,具有一定的工程应用价值。