飞翼布局隐身翼型优化设计

针对飞翼布局设计中气动与隐身设计矛盾更为突出的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于Parsec参数化方法、径向基函数（RBF）神经网络、Pareto遗传算法和松散式代理模型管理方法的翼型多目标优化设计平台。根据飞翼布局内外翼不同功能和特点,确定了内外翼翼型不同的优化设计目标和约束条件,开展了兼顾气动与隐身性能要求的翼型综合优化设计研究。结果表明：对兼顾气动与隐身性能要求的飞翼布局,内翼段翼型主要通过弯度、前缘半径、尾缘角及厚度等设计,减小低头力矩和重点方位角的雷达散射截面（RCS）均值。外翼段翼型上表面的几何形状对跨声速气动效率的影响很大,应通过上表面设计提高跨声速气动效率,重点方位角RCS均值的减小则通过下表面设计实现。某些翼型参数对气动和隐身性能均有较大影响,但作用相反,应作为综合优化设计的主要设计参数,并采用不同的优化设计策略。Pareto方法给出的前沿阵面可为飞翼布局的三维设计提供更丰富的信息。     

双椭圆截面再入飞行器的气动计算及布局优化设计

双椭圆截面飞行器较圆截面回转体外形具有更好的刚性、更轻的重量、更大的容积和更高的配平升阻比.本文首先发展了一套可以计算该类飞行器纵横向气动力的工程计算方法,并利用N-S方程数值模拟方法进行了验证.其次,对此类飞行器的气动布局进行了优化设计,并利用相同的优化模型对圆截面外形进行了计算.最后,对双椭圆截面优化外形和圆截面优化外形的气动特性进行了比较.     

翼身融合布局飞机总体参数对气动性能的影响

翼身融合布局是一种极具潜力和竞争力的新布局型式,该种布局型式飞机的总体参数对其自身的气动性能有重要影响,有必要开展相关的影响规律研究。本文基于某一翼身融合布局飞机概念方案,采用快速数值方法模拟了不同气动外形的高速流动,分析了总体参数(主要包括机翼面积、展弦比和外翼前缘后掠角)等对飞机高速气动性能的影响。结果表明,可以通过改变展弦比和机翼面积显著地改善气动性能,但未发现外翼前缘后掠角的改变与气动性能的改善有明显的关联。     

药房快速发药系统中的上药管理与控制研究

随着社会的进步以及医疗行业的发展,药品种类越来越多,医院规模也在不断扩建,医院药房药品的补充及取药问题尤为突出,目前传统的药房工作效率低,工作人员劳动强度大,补药与取药供需不平衡导致患者等待时间长.基于.net平台,采用C#语言以最优的路径实现了自动化药房快速发药系统自动和手动药品的补充.这一研究利用自动化设备代替药房工作人员完成药品的补充及发药,缩短患者取药等待时间,并且方便药品的管理,这对提高医院药房工作效率及自动化程度具有一定的参考价值.     

民用飞机验证类试验/试飞中构型差异管理策略研究

在民用飞机研发过程中,构型差异管理是适航验证类试验/试飞过程中进行的必要动作,用以评估当前设计构型能否满足试验/试飞进行的要求以及试验/试飞的适航代表性。从单机设计构型要求、适航验证类试验/试飞要求、型号设计构型、单机设计构型以及实物状态的角度出发,分析了适航验证类试验前后飞机的各类构型差异,并提出了构型差异管理模型。     

辐射开环绳系卫星编队自旋展开动力学与控制策略

提出了圆轨道辐射开环绳系卫星编队的展开控制策略。首先采用拉格朗日方程建立了辐射开环绳系卫星编队的展开动力学模型,分析了主星姿态与绳长在展开过程的动力学耦合关系;随后以建立的动力学模型为基础,分别研究了编队在重力梯度力补偿和无补偿两种情况下的自旋展开控制策略,通过规划绳系释放速度、主星自旋角速度等变量,实现了绳系编队的有效展开;最后搭建了编队自旋展开的动力学模型,通过数值仿真对所提出的展开策略进行验证,仿真结果表明：在重力梯度力矩补偿和无补偿的情况下,所提出的展开控制策略能够保证编队稳定展开。     

基于罚函数序列凸规划的多无人机轨迹规划

多无人机（UAVs）轨迹规划是具有非线性运动约束和非凸路径约束的最优控制问题。引入序列凸规划思想,将非凸最优控制问题近似为一系列凸优化子问题,并利用成熟的凸优化算法进行求解,以更好地权衡最优性和时效性。首先,建立了多无人机协同轨迹规划的非凸最优控制模型。然后,利用离散化和凸近似方法将其转换为凸优化问题,包括对无人机运动模型的线性化,以及对威胁规避约束和无人机碰撞约束的凸化。同时,提出了一种离散点间的威胁规避方法,保证无人机在离散轨迹点间的飞行安全。在凸优化模型的基础上,给出了基于罚函数序列凸规划求解多无人机轨迹规划的具体框架。最后,通过数值仿真验证了方法的有效性,结果表明该方法在多机轨迹规划结果的最优性和时效性都要优于伪谱法,而且优势随编队数量的增加而增大。     

固体火箭冲压发动机导弹气动外形设计与试验研究

某固体火箭冲压发动机导弹存在着航程阻力大、静稳定性差、平衡攻角偏大、舵效偏高等一系列问题。根据导弹的基准外形,结合相关理论,对影响导弹气动性能的关键部件进行了分析与比较研究,并对外形进行改进,建立了一系列差异化几何模型。用 FLUENT 软件,对导弹在不同攻角条件下外流场进行数值计算,得出了各模型的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数随攻角的变化规律以及表面的压力分布情况。计算结果表明,就设计目标考虑,采用改进后的大进气道、小弹翼、舵面边条、后掠舵面和水平尾翼布局的模型性能最优。为进一步研究该最优布局下各关键部件对导弹气动性能产生的影响,进行了组拆选型风洞试验。试验中将这些关键部件逐步组装到光弹体上,前后共测试了16种模型状态,经对比分析,确定了气动性能最优的外形,且该最优外形与数值计算所确定的最优模型一致。随后对该最优气动外形的导弹进行全弹风洞测力试验。试验表明,相较于基准弹,优化后的导弹模型各项气动性能均有所提高,其中,轴向力系数数值减小了3%~4%,纵向焦点位置平均后移3%左右,平衡攻角较基准弹减小1.5°(60%)左右,对质心的俯仰舵效减小了40%左右,滚转舵效减小了35%左右。试验结果与同条件下的数值计算结果吻合较好,同时这也验证了导弹气动优化过程中 CFD 数值计算方法的合理性。     

民用飞机构型标识方法

构型标识是构型管理的四要素之一,从EIA649《national consensus standard for configuration management》中对标识的定义开始,通过解析定义,结合民用飞机全生命周期中构型标识遇到的实际问题及发展瓶颈,给出了全新的构型标识方法,并深入分析了该方法在实际工程应用中的优势。     

基于自由变形技术的混合排气喷管气动优化设计

以内外涵混合排气喷管为研究对象,建立了控制体与喷管网格模型的映射关系,通过控制点运动实现了喷管内、外涵双层壁面与网格同步、大曲率变形,并应用优化拉丁超立方设计（OLDH）方法创建了实验样本点。在此基础上,利用Isight软件驱动网格自由变形(FFD)模块和CFD仿真模块完成了所有样本点计算。结果表明:通过优选设计仿真结果,喷管推力系数提高0.6%,总压损失降低0.6%。对优选造型采用多段线+圆弧的方式进行了几何特征提取,获得的参数化造型与优选造型性能接近,具有一定的工程实用价值。