基于CFD收敛提前终止和变复杂度模型的两级气动优化方法

高效的气动优化设计方法对于提升小型无人飞行器翼型的气动性能具有重要的价值。针对CFD分析成本较大的问题,提出了基于CFD收敛提前终止和变复杂度模型的两级气动优化方法。在第一级优化中,分别将CFD收敛提前终止和CFD完全收敛的数据作为低、高精度样本建立变复杂度模型。采用多岛遗传算法基于变复杂度模型进行全局优化。第二级优化中,以第一级全局最优解为初值,采用Hooke-Jeeves算法直接基于CFD完全收敛分析进行优化,从而得到局部更精确的解。采用该方法对小型无人飞行器的翼型进行了气动优化设计,并与基于单一精度Kriging代理模型的EGO方法进行了对比。结果表明,文中所提的两级气动优化方法所需的优化耗时更少。     

基于响应面和遗传算法的翼型优化设计方法研究

文章针对气动优化设计中高效率和高精度的矛盾,综合响应面方法和遗传算法的优点和不足,采用多项式响应面模型代替原始遗传算法中计算量庞大的目标特性分析模型,建立了多项式响应面模型和遗传算法相结合的翼型优化设计方法,在采用N-S方程进行气动求解达到较高的精度情况下,求解次数显著减少,优化效率大大提高。研究了设计变量对优化设计效率的影响,文中方法在较少设计变量、较少N-S方程求解次数情况下,即可得到满意的优化设计结果。设计区间对响应面模型精度的影响显著,合适的设计区间既可保证模型精度,减少响应面预测结果和CFD计算结果的偏差,又可获得最佳优化结果。文中方法适用于翼型的单设计点和多设计点优化设计问题,具有原理简单、适应面宽、快速易行,且精度高等特点,可广泛应用于工程设计问题中。     

基于遗传算法和分布式计算的翼型优化设计研究

将优化方法中的遗传算法与高精度的CFD分析方法相结合，并将其引入到气动优化设计中。为了提高采用遗传算法的气动优化设计的效率，探讨了将分布式计算与遗传算法相结合，形成了基于遗传算法和分布式计算的气动优化设计方法，并应用该方法进行了翼型的气动优化设计。设计实践表明，该方法是可行的，且由于采用了混合遗传算法和分布式计算而提高了优化的质量和效率。风洞试验的结果也验证了CFD计算与优化设计方法的可靠性。     

基于高斯过程回归的空天飞行器多精度气动建模方法

为了满足空天飞行器在初步设计阶段宽速域、大空域模型的需求，将传统工程估算方法和计算流体动力学（CFD）数值模拟方法分别作为低精度和高精度气动数据来源，基于高斯过程回归模型提出独立于构型的空天飞行器气动性能多精度气动建模方法.在工程估算方法中，以面元法为基础，建立空天飞行器气动力快速估算模型.在CFD数值模拟中通过求解三维可压缩Euler方程实现空天飞行器气动高精度计算.将所提出的多精度气动建模方法应用于FTB外形的双参数气动建模问题中，通过对比分析，发现所提出的多精度气动模型的预测精度、稳定性均优于用同等数量高精度样本构建的单精度代理模型的，预测的相对误差小于1%.将多精度气动模型作为该空天飞行器再入问题气动数据来源，对比分析单、多精度建模方法对再入轨迹仿真的影响，发现所提出的空天飞行器多精度气动建模方法能够更加快速、准确地给出轨迹仿真所需的气动数据.     

遗传算法结合反设计的翼型优化设计研究

针对传统的气动外形优化设计存在计算量大、精度低的不足，以及采用余量修正方法的气动外形反设计存在难以提供合理目标压力的难题，为了提高已有气动外形设计方法的工程实用性，创新性地将优化方法中的遗传算法与反设计的余量修正方法相结合，并采用高精度的CFD分析方法，进行了翼型的气动外形设计。设计实践表明，文中的气动外形设计方法是可行的，且由于在优化方法和反设计方法中采用了不同的CFD分析方法，提高了气动外形设计的效率和精度。     

飞翼无人机嗡鸣气动弹性响应分析

提出一种嗡鸣响应分析的CFD/CSD耦合方法,并采用气动结构松耦合技术研究了无尾飞翼无人机的方向舵嗡鸣响应及其引起的副翼、升降舵及襟翼的振动时域响应特性。首先建立较为详细的无尾飞翼无人机结构模型和气动模型,基于雷诺平均的N-S方程建立流体控制方程和结构动力学方程的耦合求解技术;气动与结构耦合交界面精确匹配,并选取三维插值技术进行耦合界面结构变形位移与气动力载荷数据的传递;基于LU-SGS子迭代的时间推进技术和HLLEW的空间离散方法进行气动载荷的计算,湍流模型采用SST湍流模型;其中气动动网格变形技术采用非结构动网格,动网格更新技术采用弹簧近似光滑和局部网格重构组合方法。首先进行飞翼无人机气动弹性响应特性分析,验证松耦合技术的合理性并为方向舵偏转引起的嗡鸣响应分析提供参考;其次在方向舵嗡鸣响应分析时在方向舵转轴端部设置方向舵偏转运动的约束,基于提出的气动结构松耦合方法计算无尾飞翼无人机方向舵偏转引起的方向舵嗡鸣和全机的方向舵、副翼、升降舵及襟翼振动的时域响应;并研究了旋转角频率和飞行高度参数变化对飞翼无人机全机振动响应的影响。研究结果表明旋转角频率对方向舵的偏转响应和副翼、升降舵及襟翼的振动响应频率影响较大;而飞行高度对嗡鸣气弹响应频率并没有影响;且方向舵是振动位移和结构变形的危险区域,研究方法及内容可为飞翼无人机工程振动分析提供参考。     

用CFD/FW-H混合方法计算圆柱/翼型的气动噪声

气动噪声预测的关键在于提高流场的预测精度,特别是对涡流扰动的细节描述。文章采用的是计算流体力学(CFD)与"声比拟"相结合的方法,通过2个步骤模拟流动的声学远场。第1步,在包含所有声源的近场区域内,通过使用DES方法获得控制面处的非定常流场参数;第2步,采用基于可穿透数据面的FW-H方法模拟声学远场。该方法与传统的半经验方法相比,具有计算量小,计算精确,易于工程实现,可以计算非线性噪声。文中对比了URANS和DES 2种方法所算的气动噪声结果。在频域上计算了观测点处的声压级随斯托劳哈数和频率的变化,其结果与国外试验结果对比取得了较好的一致性。     

车辆冷却风扇模块气动噪声数值研究

采用计算流体力学(CFD)/计算气动声学(CAA)混合方法对冷却风扇模块气动噪声进行数值研究。考虑风架对空气流动的影响,在定常计算的基础上采用动力Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟(LES)进行非定常计算捕捉声源信息。基于叶片噪声的Lowson公式,采用声学边界元方法(BEM)对冷却风扇模块气动噪声进行预测。最后,将计算结果和试验结果进行对比。结果表明:冷却风扇模块声场轴向偶极特征明显;接收点处声压级随流量的增加而增加;出风口声压级较进风口大;离散噪声是冷却风扇模块气动噪声的主要成分;宽频噪声分布均匀且相对较小。计算结果和试验结果吻合较好,验证了CFD/CAA混合方法的预测作用,可为声优化提供参考。     

飞航导弹基于响应面近似技术的并行子空间优化设计

分析了基于响应面近似模型的并行子空间方法CSSO／RSA的执行步骤和特点，并介绍了逐步逼近响应面近似模型的构建方法。给出了包含气动、弹道、发动机3个耦合学科的整体式冲压发动机飞航导弹的学科分析模型和系统优化模型，分别采用CSSO／RSA方法和单级多学科优化方法对飞航导弹进行优化设计。结果表明CSSO／RSA方法的性能要优于单级多学科优化方法。     

全叉树直角网格民机低速气动特性数值分析

由于几何外形的复杂性,民机低速气动特性的数值分析成为CFD技术中的难点之一.文章基于直角网格,采用分区面搭接技术,对存在剪刀叉不连续面的民机低速构型进行了绕流流场数值模拟.利用全叉树数据结构,根据当地物面曲率的变化,有选择地完成网格自适应加密,可减少网格数量,提高计算效率.基于中心有限体积方法和双时间推进算法,对民机起飞和着陆构型的绕流流场进行了Euler方程数值模拟,分析了应用八叉树和全叉树数据结构时的区别,计算结果与实验数据的对比,说明所述方法的正确性.     

一种智能反步控制方法及其应用

针对反作用射流导弹的非线性和参数不确定性严重的特点,提出一种鲁棒自适应反步智能控制(Backstepping)方法。通过非特定的Lyapunov函数,采用遗传算法优化Backstepping镇定系数,得到适当的函数降低了当镇定系数不当时跟踪误差对控制律的影响。结合模糊小脑模型(FC-MAC)神经网络,推出系统参数不确定时的鲁棒控制律,克服了传统自适应反步法对模型不确定性要求线性有界问题。仿真结果表明,这种结合Lyapunov函数选择和参数优化的Backstepping方法鲁棒性强,受参数变化影响小。     

SAR图像双Markov-EAR模型的纹理无监督分割

单视SAR图像保留了最大的分辨率和场景可观测的全部纹理信息,根据单视SAR图像的统计性质,在双M arkov模型的框架下,对低层M arkov随机场提出了指数自回归EAR纹理模型,并对纹理含噪情形下的高层M arkov随机场模型给出了一种参数估计方法及相应的无监督分割算法。实验结果表明,与以往的有监督GAR模型和不考虑纹理的模型相比,无监督的双M arkov-EAR模型能大量降低分割时的错分率。     

基于阵列误差校正的波束域方位估计算法实验研究

针对阵列误差的存在会导致波束域高分辨方位估计算法性能下降的问题,给出了一种基于阵列误差校正的波束域处理方法。该方法利用单个校正源,根据实际测量数据,在获取基阵实测阵列流形的基础上,实现了对阵列误差的校正,进而利用波束域MUSIC算法估计出信号的方位。实验结果验证了基于实测阵列流形的阵列误差校正方法可以有效增强波束域高分辨算法对阵列误差的稳健性。     

基于模糊神经网络的导弹直接力/气动力复合控制系统设计

为了提高导弹的机动性、敏捷性和导引精度,新型导弹大多采用直接力/气动力复合控制方案。由于神经网络对于系统非线性变化具有较强的适应能力,因而在解决直接力/气动力复合控制中的时变非线性问题时有较明显的优点。在建立导弹非线性模型的基础上,采用模糊小脑模型神经网络(FCMAC)与动态逆相结合的方法设计导弹控制器,该方法结构简单,收敛速度快,易于硬件实现。数字仿真结果表明该方法对导弹系统参数的非线性变化具有很强的适应性。     

铰链磨损可靠性分析及计算方法

探讨了铰链销和孔在周期性载荷作用下的磨损情况;以A rchard模型为基础,建立了在给定使用时间t时,铰链间隙增量的数值计算公式;将机构各尺寸参数、载荷、材料属性、许用磨损量等均视为随机变量,给出了单个铰链与多个铰链的可靠性分析方法和计算模型;并以曲柄滑块机构为例,验证了文中所建立模型与方法的有效性和可行性。     

飞行模拟用三维数字地形动态修改技术研究

三维地形是飞行模拟视景系统中的一项重要研究内容,研究三维地形的数据结构、模型表示方法及大场景的可视化显示和动态修改的技术意义重大。文中介绍了DEM数据模型的规则网格模型、等高线模型、不规则三角形网模型,利用O penGL实现了三维数字地形的算法模拟和真实DEM数据模型的可视化显示。在地形绘制和显示的基础之上,从地形的单点、多点修改出发对三维数字地形动态修改做了研究,并给出了地形区域修改的方法。     

自适应机翼的控制系统设计及其试验研究

针对自适应机翼的特点和研制要求,研究了控制系统的设计与实现,较好地解决了飞行中机翼参数时变的问题,并使系统对控制律做了合理的约束,根据最优控制理论对具体方案进行了理论分析和物理试验。结果表明,采用具有辅助模型自适应控制理论的控制器能够有效、准确、快速地达到设计目标跟踪和设计状态回归两项重要指标,系统的鲁棒性、收敛性和稳定性都得到明显体现,且能很好地实现在线控制。     

高维小失效概率可靠性分析的序列重要抽样法

针对工程实际中大量存在的高维小失效概率问题,提出了基于子集模拟的序列重要抽样法。该方法首先利用子集模拟的基本思路,通过引入合理的中间失效事件将概率空间划分为一系列的子集,然后再依据重要抽样法的思想,逐步构造序列重要抽样函数来求得失效概率的估计。文中给出了序列重要抽样法求解高维小失效概率的基本步骤,并用算例验证了所提方法的效率和可行性。数值算例和工程算例的结果均表明,基于子集模拟的序列重要抽样法不依赖于极限状态方程的形式,且适用于非正态分布随机变量,其可靠性分析结果有很高的计算精度。     

镦粗成形工艺的类等势场分析法

以镦粗成形工艺为例提出了一种新的适用于实时控制的快速模型构建方法。通过对镦粗件初始形状和终了形状电极的缩放,形成一个完整的静电场,并获得按照一定规律渐变的介于2个导体形状之间的等势线。根据其分布规律确定出坯料内部的流线和等势线以及坯料内部质点的流动情况,进行了相关场变量的分析计算,最后将计算结果与有限元法分析结果进行了比较,分析表明,该方法可行、计算结果可靠、计算过程快捷。     

基于控制理论方法的跨声速弹性机翼反设计方法研究

结合飞行器在真实飞行条件下受到气动载荷结构发生弹性变形的问题,进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动反设计方法研究。气动载荷及结构静弹性变形量由气动/结构方程的耦合求解得到。目标函数对设计变量的敏感性信息通过求解相应的共轭方程获得。大展弦比跨声速弹性机翼气动反设计算例结果表明发展的设计方法是成功的,计及静气动弹性变形影响的设计机翼压力分布能够收敛于目标机翼的压力分布。