基于径向基函数响应面的机翼有限元模型修正

用ANSYS三维实体单元SOLID45建立机翼基准有限元模型并计算其自由振动的前6阶模态频率.用均匀设计方法将结构参数分组并分别计算各组结构参数对应的模态频率,建立高斯径向基函数响应面模型.用最小二乘法则拟合系数并检验响应面拟合精度,对基准模型的结构参数施加摄动量建立待修正有限元模型.用响应面模型和基准模型计算所得模态频率的相对误差建立适应度函数的表达式,将混沌搜索机制引入粒子群算法对结构参数的摄动量进行寻优计算,搜索所得优化解代入即得修正后模型,将修正后模型与基准模型在测试频段内段外的模态频率近似度进行比较,证实了修正后模型的有效性.      

有侧壁干扰的机翼半模型风洞实验的N-S方程数值模拟

应用三维可压、雷诺平均Navier-Stokes方程数值模拟了机翼半模实验风洞侧壁干扰和三维机翼半模与安装侧壁结合部流场。计算采用中心有限体积多步Runge-Kutta时间步长格式,将Baldwin-Lomax两层代数紊流模型扩展应用于三维拐角区流动。用本文方法计算了3个算例 ,并与国外的有关实验数据进行比较,计算和实验吻合良好。     

后缘喷流对三角翼前缘涡影响的数值模拟

为了研究三角翼后缘对称喷流对前缘涡破裂位置和旋涡结构的影响,通过高分辨率的N-S方程数值模拟方法,对60°后掠角三角翼后缘有对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究.结果表明,后缘喷流速度与自由来流速度之比影响前缘涡破裂的位置.与无喷流情况相比,喷流与来流速度比的不同造成了涡破裂的提前或推后.而与传统结论有所不同的是,并非所有的后缘喷流都能延迟涡的破裂.另外,后缘对称喷流对涡轴位置的影响很小.后缘对称喷流不改变三角翼前缘涡横截面流动拓扑结构的变化规律,但影响极限环的扩张速度.      

基于分级优化的飞机翼面结构布局综合技术研究

为了探讨飞机翼面结构主要纵横骨架的最佳布局问题．并提供符合工程实际的、用于概念设计阶段的飞机结构设计方法,本文采用分级优化与集成的策略,该策略分为三个层次。第一个层次为拓扑优化,并由此确定纵向骨架的个数与位置的最优布局;第二个层次为尺寸优化,它用来确定翼面的中间参数;第三个层次为稳定性准则优化,它确定横向骨架的个数与位置的最优布局。在分级优化的三个层次中,拓扑优化是独立的,尺寸优化与稳定性准则优化是相互耦合的。以国外某飞机机翼为例,结果表明本文提出分级优化的思路与所采用的集成方法是可行的,并且具有很好的数值效果。作者认为：它对从事飞机结构设计的人员有一定的指导性和参考价值,值得在飞机设计部门推广应用。最后,总结给出五点结论供参考。     

对转双转子系统临界转速求解方法的改进与对比

为解决对转双转子航空发动机临界转速求解的难题,满足转子动力学设计需求,结合商业有限元软件,给出直接法和完全法两种临界转速求解方法,并结合算例详细论述了方法的理论基础和求解过程,最终以谐响应分析结果加以验证.研究结果表明:基于商业有限元软件特征值分析的完全法不需要任何振型信息,就可对正反进动曲线进行区分,极大简化了对转双...     

航空发动机高压转子试验模型的动力学相似设计

为了获得能够替代航空发动机转子原型进行动力学试验的模型，提出了发动机转子系统试验模型的动力学相似设计方法。采用相似理论推导了转子系统缩比模型的动力学相似准则，继而建立缩比模型与原型的动力学相似关系。通过动力学优化方法对转子缩比模型的动力学等效模型进行修正，目标函数由固有频率、临界转速和振型组成。以双转子发动机高压转子系统的动力学相似设计为例，通过有限元仿真对设计方法的有效性进行了验证。结果表明，在设计转速范围内，动力学相似模型与原型的前两阶临界转速相似误差分别为3.92%和0.86%，对应振型的相关性均大于0.98，且模型与原型的模态应变能分布基本一致。通过该方法获得的动力学相似模型能够较好地预测原型的动力学特性，并有效降低模型试验的成本和难度。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

Pressure distribution guided supercritical wing optimization

Pressure distribution is important information for engineers during an aerodynamic design process. Pressure Distribution Oriented (PDO) optimization design has been proposed to introduce pressure distribution manipulation into traditional performance dominated optimization. In previous PDO approaches, constraints or manual manipulation have been used to obtain a desirable pressure distribution. In the present paper, a new Pressure Distribution Guided (PDG) method is developed to enable better pressure distribution manipulation while maintaining optimization efficiency. Based on the RBF-Assisted Differential Evolution (RADE) algorithm, a surrogate model is built for target pressure distribution features. By introducing individuals suggested by sub-optimization on the surrogate model into the population, the direction of optimal searching can be guided. Pressure distribution expectation and aerodynamic performance improvement can be achieved at the same time. The improvements of the PDG method are illustrated by comparing its design results and efficiency on airfoil optimization test cases with those obtained using other methods. Then the PDG method is applied on a dual-aisle airplane’s inner-board wing design. A total drag reduction of 8 drag counts is achieved.     

Effect of an end plate on surface pressure distributions of two swept wings

A series of wind tunnel tests was conducted to examine how an end plate affects the pressure distributions of two wings with leading edge(LE) sweep angles of 23° and 40°. All the experiments were carried out at a midchord Reynolds number of 8×10~5, covering an angle of attack(AOA) range from -2° to 14°. Static pressure distribution measurements were acquired over the upper surfaces of the wings along three chordwise rows and one spanwise direction at the wing quarter-chord line. The results of the tests confirm that at a particular AOA, increasing the sweep angle causes a noticeable decrease in the upper-surface suction pressure. Furthermore, as the sweep angle increases, the development of a laminar separation bubble near the LEs of the wings takes place at higher AOAs. On the other hand, spanwise pressure measurements show that increasing the wing sweep angle results in forming a stronger vortex on the quarter-chord line which has lower sensitivity to AOA variation and remains substantially attached to the wing surface for higher AOAs than that can be achieved in the case of a lower sweep angle. In addition, data obtained indicate that installing an end plate further reinforces the spanwise flow over the wing surface, thus affecting the pressure distribution.     

旋翼式火星无人机技术发展综述

火星表面稀薄的大气环境为旋翼式无人机在火星低空飞行提供了必要的条件。概述了火星无人机的研究背景、飞行环境与研制难点；整理了世界范围内各研究机构研制的旋翼式火星无人机的技术特点；梳理旋翼式火星无人机研究在气动特性理论、低气压飞行控制、系统集成等方面的关键技术；总结旋翼式火星无人机的仿真研究与实验研究成果；对火星无人机未来的发展趋势进行展望。