Effect of Variable Selection on Multidisciplinary Design Optimization： a Flight Vehicle Example

Different multidisciplinary design optimization (MDO) problems are formulated and compared. Two MDO formulations are applied to a sounding rocket in order to optimize the performance of the rocket. In the MDO of the referred vehicle, three disciplines have been considered,which are trajectory, propulsion and aerodynamics. A special design structure matrix is developed to assist data exchange between disciplines. This design process uses response surface method (RSM) for multidisciplinary optimization of the rocket. The RSM is applied to the design in two categories: the propulsion model and the system level. In the propulsion model, RSM deter-mines an approximate mathematical model of the engine output parameters as a function of design variables. In the system level, RSM fits a surface of objective function versus design variables. In the first MDO problem formulation, two design variables are selected to form propulsion discipline. In the second one, three new design variables from geometry are added and finally, an optimization method is applied to the response surface in the system level in order to find the best result. Application of the first developed multidisciplinary design optimization procedure increased accessible altitude (performance index) of the referred sounding rocket by twenty five percents and the second one twenty nine.     

1.2m高速风洞双天平支撑试验技术

双天平支撑试验技术是采用2台天平进行全模测力,其中,翼下双天平支撑对机身后体的绕流干扰很小,很适合模型后体的精确测量以及支撑干扰评估试验;另外,对于双体飞机(某层流验证机)高速风洞试验中存在的支撑困难问题,双天平支撑能最大程度地继承单尾支优点,具备较大范围的纵、横向试验能力。基于双天平测量机理,研究并发展了适合于1.2 m高速风洞的双天平试验技术,通过综合加载验证及风洞试验对双天平支撑试验技术进行了验证,研究结果表明,双天平支撑试验数据合理可靠,重复性精度满足国军标合格指标。另外,详细描述了1.2 m高速风洞翼下双天平支撑系统,介绍了双天平支撑试验技术在1.2 m高速风洞中的应用。     

从《孙子兵法》谈建设民航强国(上)

前言《孙子兵法》是我国流传甚广,影响深远的"兵法谋略"奇书,它造就了无数帝王将相,贤臣良将。多少年来,古今中外许许多多有识之士都在了解它、熟悉它、探究它。把它应用到商业领域也同样适     

宽体客机高速风洞试验数据修正方法

宽体客机航程远、巡航马赫数高,其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备,对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正,获取干净、可靠的风洞试验基准数据,为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明：支撑干扰试验时,尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果;在试验包线范围内,洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小;试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显,马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右,焦点前移0.021 b_A,需进行相关修正。     

模块化构架式空间可展开天线支撑机构设计

针对空间可展开天线大口径发展趋势的需求,提出一种模块化构架式可展开天线支撑机构。首先,基于机构学基本理论,对机构的结构组成、展开原理及锁紧方案等开展了总体结构方案设计;其次,从肋单元尺寸确定、运动学仿真分析、结构实体设计、缓释装置设计等4个方面开展了支撑机构结构设计与分析;最后,研制了一套模块化构架式可展开天线支撑机构原理样机,并在微重力装置上开展了展开功能试验。试验结果表明:依据设计方案研制的支撑机构,其展开过程平缓、顺畅,展开到位后能够顺利实现锁紧,验证了设计的正确性与可行性。所提出的可展开天线支撑机构及其设计与分析方法可为其它类型可展开天线的设计及研究提供参考。     

声音

CAE技术作为创新设计的重要手段,已不仅仅是科学研究的一种手段,而是作为生产实践的必备工具得到了普及应用。一些企业虽然买了很多软件,却因为平台多样、文件版本复杂、数据管理混乱、信息化实施细节问题众多且不易快速解决等问题再次陷入困境。     

建立计量交流平台 发挥支撑保障作用

为贯彻落实中国航天科技集团公司第四次工作会“建设计量专业平台,发挥支撑保障作用”的要求,提升宇航系统、导弹武器系统、航天技术应用产业和航天服务业的计量保障水平,中国航天科技集团公司拟于2010年8月在北京举办“计量测试与航天发展论坛”。     

飞翼布局低速支撑干扰及局部外形畸变影响数值模拟

飞翼布局具有气动效率高、隐身性能好的优点,是未来军民用飞机的重要发展方向。该类布局模型风洞试验尾撑、腹撑及背撑等支撑形式的干扰量及由此带来的模型局部外形畸变影响较为复杂,目前还没有通用的支撑方案和试验修正方法。采用CFD数值模拟方法,分别对某小展弦比飞翼布局标模低速尾撑支杆干扰和尾部外形畸变影响进行了研究,结果表明:在常用角度范围内,所使用的数值模拟方法是可靠的,可用于风洞试验支撑方案的评估及支撑干扰的修正;对纵向特性,尾撑支杆干扰量和尾部外形畸变影响量相对全量较小;对横航向特性,尾撑支杆干扰量基本可忽略,尾部外形畸变影响量与全量相当。     

高速列车车顶–升力翼组合体气动特性

高速列车升力翼通过气动增升实现车体等效减重,为高速列车节能降耗提供了新思路。升力翼气动性能直接影响等效减重效果,研究车顶–升力翼组合体在不同工况下的气动特性对列车升力翼设计具有重要意义。采用计算流体力学方法和k–ε模型进行数值仿真研究,分析了车–翼连接杆对升力翼气动特性的影响,研究了升力翼飞高、来流速度、迎角等设计参数对升力翼气动特性的影响规律。研究结果表明：采用NACA0012翼型剖面的车–翼连接杆对升力翼升力和阻力的影响不超过3.7%;在车顶模型前缘引起的高速气流影响下,随着升力翼飞高增大,冲击升力翼的气流速度减小,升力有减小的趋势,在3倍弦长飞高范围内,不同飞高升力翼的升力差值最大不超过3%;当来流速度增大至90 m/s以上时,升力翼的升力系数和阻力系数分别稳定在1.62和0.61附近;在0°～22°迎角范围内,升力翼升力系数不断增大,迎角大于22°后,升力翼升力系数减小。     

航空产品重要度分类的模糊评判方法

提出一种航空产品重要度分类的模糊评判方法。建立了进行航空产品重要度分类的模糊综合评判模型。该模型描述了重要度分类中的模糊因素,避免了重要度分类逻辑决断法的缺陷和不足。最后给出了该方法的一个应用实例。