基于EFFD方法的自然层流短舱优化设计

采用extended free-form deformation(EFFD)方法研究了自然层流(natural laminar flow,NLF)短舱的气动外形优化设计方法.使用基于Bernstein基函数的EFFD方法完成了NLF短舱剖面的参数化,利用基于k-εSST(shear stress transport)两方程湍流模型的γ-θ转捩模型进行自然转捩预测,结合EFFD、一种混合动网格方法、Kriging代理模型和改进的粒子群算法(particle swarm optimization,PSO)建立了针对NLF短舱气动外形的优化设计框架.采用该框架分别对通气NLF短舱和带动力NLF短舱进行优化设计.单独通气NLF短舱优化结果的外表面实现48%的层流,阻力系数比初始通气NLF短舱减小了0.0003.带动力NLF短舱的优化结果外表面保持了41%的层流.这些结果表明采用相关技术建立的优化设计框架在NLF短舱设计中具有一定应用价值.     

Multi-objective optimization of aircraft design for emission and cost reductions

Pollutant gases emitted from the civil jet are doing more and more harm to the environ- ment with the rapid development of the global commercial aviation transport. Low environmental impact has become a new requirement for aircraft design. In this paper, estimation method for emis- sion in aircraft conceptual design stage is improved based on the International Civil Aviation Orga- nization （ICAO） aircraft engine emissions databank and the polynomial curve fitting methods. The greenhouse gas emission （CO2 equivalent） per seat per kilometer is proposed to measure the emis- sions. An approximate sensitive analysis and a multi-objective optimization of aircraft design for tradeoff between greenhouse effect and direct operating cost （DOC） are performed with five geom- etry variables of wing configuration and two flight operational parameters. The results indicate that reducing the cruise altitude and Mach number may result in a decrease of the greenhouse effect but an increase of DOC. And the two flight operational parameters have more effects on the emissions than the wing configuration. The Pareto-optimal front shows that a decrease of 29.8% in DOC is attained at the expense of an increase of 10.8% in greenhouse gases.     

基于轮廓法测试铝合金拉弯成形残余应力研究

以2026-T3511铝合金T形结构件的拉弯成形件为研究对象,首先采用线切割将T形结构件分割成两块具有T形截面的试样,然后基于轮廓法测试应力原理应用激光位移传感器分别测试两个分割截面的轮廓变化,进而将两个截面的测量值拟合平均后与有限元模型结合以计算该试样的初始残余应力,从而获得该T形结构件的横截面法向应力并分析其分布特征。研究结果表明,基于轮廓法测得的应力分布与有限元仿真结果分布规律相近:峰值压应力为60MPa,峰值拉应力为40MPa;轮廓法在航空结构件应力测试中能够准确地获得其他测试方法无法获得的横截面完整的应力分布。     

基于贝叶斯因子和二阶概率方法的圣地亚热传导模型确认挑战问题

针对美国圣地亚国家实验室为促进模型确认方法的发展所提出的热传导挑战问题,根据现代模型确认思想总结了该挑战问题解答中应包含的核心内容。在确认度量环节采用贝叶斯因子考察了实验数据是否支持所给模型,在此基础上通过二阶概率方法得到了模型预测的分布,以此计算出模型预测结论的置信度。该过程中考虑了模型参数的随机不确定性和认知不确定性,最后通过灵敏度分析辨识了模型参数的不确定性对模型预测的影响。研究表明该挑战问题中的实验数据支持所给模型,模型预测受导热系数的不确定性影响最大,模型预测材料在调控条件下的失效概率不满足调控要求,该结论的置信度为99.97%。     

弯曲网格上的间断有限元湍流数值解法研究

采用间断有限元方法对雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程进行了数值求解,对Spalart-Allmaras单方程湍流模型进行了部分修正,使得求解器更加鲁棒。构造了分段高次多项式来逼近真实物面,同时物面附近采用多层弯曲网格来避免网格交叉,此外提出了一种快速计算积分点的曲面物面距的方法。采用混合网格对NACA0012翼型以及RAE翼型进行了数值计算,并与实验数据以及前人数据进行了对比。计算结果表明,采用物面弯曲网格结合修正的湍流模型方法在相对稀疏的网格上就能得到比较好的数值解。     

连续尺度变换方程在稳态及非稳态流动模拟中的应用

为了提高涡粘性假设的湍流模型对于非稳态流动的求解精度,同时兼顾其对于稳态流动的求解性能,将雷诺应力项与连续变换方程(CSSE)结合而形成新的应力项,使其根据流场尺度、网格尺度及Kolmogorov尺度来自动调节当地的应力雷诺应力模化水平,避免网格因素在流场模拟中产生不利影响,改正了混合RANS/LES方法的速度型偏离对数率问题;同时,该方法并未引入显式亚格子模型(SGS),因此回避了亚格子系数确定对于流场模拟精度产生的影响,改善了湍流模型对于流动不稳定性的辨识精度。在湍流平板算例中,CSSE方法计算的边界层速度型精度与雷诺平均方法(RANS)相当,而对于圆柱尾迹的模拟则证明了CSSE方法具有混合RANS/LES方法的优点,即能够准确模拟流动的不稳定性特征。     

舰面效应对直升机操纵的影响

舰面效应对直升机的配平操纵和姿态角有很大的影响。基于三维面元法建立了直升机舰面效应模型,可有效用于分析部分地效和倾斜甲板。最后以某型机舰配合为例,分析了舰面效应对直升机配平操纵和姿态角的影响。     

无控武器对地攻击精度分析

针对目前无控武器对地攻击精度影响因素来源单一,分析影响精度的多种误差源。建立直升机无控武器命中精度分析模型,针对平飞方式下的无控武器命中精度问题,采用蒙特卡洛法多次仿真。针对命中精度与各个误差源的关系方程,提出采用多元线性回归法对仿真结果进行分析,给出误差源对命中精度的影响程度。对关系方程和误差影响程度进行显著性检验,使其更加准确、可信。     

基于再入轨迹和气动热环境的返回舱烧蚀研究

针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法（TDMA）构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明：此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法（HBI）相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统（TPS）提供了一定的参考依据。     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响

为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。