基于松散式代理模型管理框架的亚音速机翼优化设计方法研究

基于N-S方程的三维气动外形的优化设计一直以来都因为存在众多的设计变量和庞大的计算量问题而无法实现,为了解决这些问题,文中发展了一套机翼气动优化设计系统,该系统基于模拟退火粒子群优化算法、松散式代理模型以及动网格和改进的HicksHenne函数变形技术,选取翼根、翼梢各18个设计变量进行参数化。按某型飞机设计要求,在给定设计指标下进行优化设计,研究了基于松散式代理模型管理框架下,训练样本采用拉丁超立方方法对Kriging代理模型的预测能力进行评估,以及应用该代理模型框架进行了亚音速机翼的气动外形优化设计,结果显示,优化后机翼的气动特性有着显著提高。     

旋翼桨尖气动/降噪综合优化设计研究

采用Kriging模型和遗传算法开展了针对桨尖形状的气动/声学综合优化设计研究。为了获得精确的气动及声压特性,得到基于声类比混合方法计算气动噪声需要的声源数据,采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)数值模拟旋翼前飞粘性绕流。为了提高遗传算法的优化效率,采用一种基于EI方法的Kriging模型代替费时的数值模拟过程。以AH-1G/OLS旋翼为基准,并以气动性能为约束,噪声峰值最小为目标,进行了旋翼桨尖的降噪优化设计。优化结果表明,文中多发展的优化方法是可行的。     

推力吸附爬壁机器人的优化设计与试验

介绍共轴式双旋翼推力吸附爬壁机器人,通过优化推力吸附机构和机架,增强负载能力、降低能耗、增加续航时间. 采用控制变量法控制推力吸附机构的气动参数如叶片数、桨叶安装角、间距比等,建立不同气动参数下机器人气动模型并进行流场仿真。基于仿真结果,完成推力吸附机构的优化设计;基于拓扑优化用构建响应面叠加多目标遗传优化算法（MOGA）、直接单目标自适应优化算法（AS-O）优化,完成机器人机架结构参数优化设计。与初始结构相比,机架上、下层板质量分别降低了55.62%、25.39%. 试验推力吸附机构和机器人攀爬能力,结果表明,推力吸附机构气动仿真结果可靠,上、下层旋翼旋转中心轴偏差与推力吸附机构性能关系密切,机器人具备良好壁面攀爬能力.     

基于高斯过程回归的机翼/短舱一体化气动优化

为了解决机翼/短舱一体化气动设计的高维非线性优化问题，基于高斯过程回归（GPR）模型提出新型优化设计方法.采用类别形状函数变换（CST）方法对机翼/短舱一体化构型中的翼型进行几何参数化建模；通过控制机翼形状参数、短舱形状参数和短舱安装参数实现机翼/短舱构型变形，该参数化建模过程共计包含50个设计参数.通过GPR模型构建机翼/短舱设计参数与气动性能之间的代理模型，并采用贝叶斯优化（BO）算法实现代理模型的自更新和最优气动外形的获取.结果表明：优化后一体化构型的阻力系数下降了10.95%，通过流场分析发现机翼外形和短舱外形的优化改善了表面流场结构，短舱安装位置的优化减弱了机翼和短舱间的气动干扰.     

转捩过程对旋翼悬停模拟的影响分析与研究

悬停状态是考察旋翼整体气动性能的重要状态之一。随着计算机技术及CFD技术的发展,基于“第一性原理”的数值模拟方法越来越多地被用于评估旋翼悬停性能。在使用基于RANS方程的数值模拟方法进行固定翼飞行器定常计算时,流动转捩现象对某些特定状态下流场及气动特性会产生巨大影响,因此在进行固定翼设计时要考虑流动转捩现象。然而转捩过程是否同样会影响旋翼非定常气动流场及气动特性,国内研究较少,因此有必要研究转捩过程对旋翼流场数值模拟的影响,为旋翼类飞行器的设计及评估提供参考。采用美国航空航天学会旋翼悬停工作组提出的PSP旋翼标模,利用结构化动态嵌套网格技术,在大拉力悬停和小拉力悬停状态下,分别进行全湍流模拟和转捩模拟计算并与试验结果进行了对比。对比结果显示,文中所采用的数值求解器对旋翼悬停效率的计算误差在5%之内。在考虑流动转捩后,由于桨叶表面存在层流区域,计算所得旋翼悬停效率高于全湍流假设下的预测值,而桨叶表面的层流区域与旋翼拉力大小有关。在流动转捩发生的区域,转捩过程会对桨叶截面压力分布以及桨叶展向扭矩分布产生明显影响,同时桨叶表面出现明显的流动分离现象。对于桨叶展向拉力分布和桨盘下方旋翼尾迹桨尖...     

基于代理模型的旋翼翼型动态失速优化设计

利用代理模型方法取代计算流体动力学（CFD）方法,开展旋翼翼型的动态失速特性优化设计. 建立基于动网格技术的旋翼翼型非定常气动特性求解方法,获得旋翼翼型在不同外形下的升阻力和力矩气动特性参数. 利用类型转换（CST）翼型参数化方法,对初始翼型进行拟合重构;选取12个设计参数,利用基于自然启发的全局优化差分进化算法,优化目标是降低旋翼翼型的力矩和阻力特性,主要限制条件是保证升力特性不降低和翼型厚度增幅不明显. 将本文的优化设计结果与基于伴随方法和CFD方法的优化结果进行对比. 结果表明,基于Kriging模型的动态失速特性优化方法与伴随方法相比,在二维翼型优化设计上具有更好的寻优性能,优化翼型气动特性的表现更好;该方法与CFD方法相比,在利用全局优化算法的优势下,减少了过早陷入局部最优点的可能性,对比优化结果表明,在力矩和阻力特性相差无几的情况下,升力特性的表现更优.     

基于ISIGHT的机翼结构分层优化设计

在满足机翼强度刚度要求的前提下,考虑形状变量和尺寸变量间复杂的耦合关系,集成ISIGHT/PATRAN/NASTRAN/MATLAB对机翼进行综合结构优化设计.在此优化设计中,以结构重量最小化为目标,以强度约束和刚度约束作为约束条件,以形状变量和尺寸变量作为优化设计变量,建立ISIGHT优化工作流.采用MATLAB自编程序将气动载荷等效加载到机翼有限元模型附近节点上.优化后机翼结构重量为38.0kg,比优化前的41.3kg减少了8%.     

考虑机身干扰的机翼气动外形综合优化

由于受机身绕流的影响,后掠机翼翼根的流动非常复杂,翼根气动设计是后掠机翼气动设计的难点.本章发展了基于Kriging代理模型的双层粒子群优化算法,结合雷诺平均N-S方程流场求解器进行了考虑机身干扰的机翼气动外形综合优化研究,在保证机翼相对厚度和容积不减的前提下降低了气动阻力、低头力矩和翼根弯矩.而考虑非设计巡航状态的多...     

考虑声爆特性的超声速客机气动优化设计

提高巡航气动效率和降低声爆强度是超声速客机设计的关键。首先建立了基于RANS方程的近场CFD预测和基于波形参数法的远场预测相结合的高精度声爆评估方法,然后采用有限差分法求解声爆目标对设计变量的梯度,与由离散伴随方程法求解的气动目标函数的梯度进行组装,作为权重目标值的梯度,并耦合自由型面变形参数化技术、基于逆距离权重插值算法的网格变形技术和序列二次规划算法,搭建了考虑声爆特性的气动优化系统。对超声速公务机翼身组合体构型先后进行了考虑声爆的机头偏转气动优化设计和机翼精细化气动减阻优化设计,优化目标分别为声爆值和阻力系数的权重之和、超声速巡航点阻力系数。结果表明,优化后机头下偏削弱了头部向下传播的激波强度,从而减小了远场声爆最大过压值;机翼精细化设计后阻力减幅达9.5%,载荷内移,外翼段压差阻力减小,同时压力分布形态表现出逆压梯度减弱、压力恢复更加平缓的特征。气动声爆综合特性明显优于初始构型,验证了优化系统的有效性。     

基于伴随方法的飞翼布局多目标气动优化设计

针对飞翼布局气动设计中的多目标多约束设计问题,开展了基于伴随方法的气动优化设计研究。构建合理的统一目标函数,并根据伴随方法基本原理推导了相应的伴随方程边界条件及梯度求解方程,采用N-S方程和伴随气动优化设计方法,进行了2种不同展弦比飞翼布局的跨声速减阻优化设计,优化结果表明:在满足气动、几何约束的前提下,飞翼布局跨声速激波阻力被很大程度削弱,证明了所发展的方法在飞翼布局多目标多约束气动设计上具有较高的优化效率和良好的优化效果。     

Comparison of two design methods of aerodynamic biobjectives for airfoil and wing shapes

It is well known that a modern fighter should have high aerodynamic performance, i.e. high CL/CD at subsonic speed and low drag at supersonic speed at the meantime. To realize low cruise drag at supersonic flight the wing plane should not be cambered, while to get high aerodynamic efficiency at subsonic/transonic flight, it should be cambered. A naturally way to solve this conflict is to make the fighter have an 揳daptive wing? i.e. to change the wing shape automatically to satisfy the requir…     

基于PATRAN/NASTRAN的复合材料机翼蒙皮优化设计

基于有限元分析软件PATRAN/NA STRAN建立了适用于大型复合材料结构的优化系统。对层压板的优化分2级交替进行:第1级优化采用最大应变能准则调整各分层比例;第2级优化先用射线步调参,再从K uhn-Tucker条件和满应力准则出发推导出满足位移约束和强度约束的单元厚度迭代因子进行单元厚度优化。针对文中的优化方法,以复合材料机翼盒段蒙皮铺层优化为例进行了数值计算,通过优化计算验证了该方法有较高的效率,对工程设计具有一定的应用价值。     

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。     

基于FCE方法的超声速机翼厚度分布优化

远场组元(Far-field Composite Element,FCE)激波阻力优化方法是基于类别形状函数变换(Class Shape Transformation,CST)参数化方法发展出的一种超声速飞行器气动外形优化方法。文章使用CST参数化方法对超声速客机的大后掠机翼进行外形参数化,并以机翼容积和局部相对厚度为约束条件,使用FCE方法对其厚度分布进行以激波阻力最小为设计目标的快速优化。与原机翼相比,FCE优化方法使机翼激波阻力系数降低达61%,是超声速飞行器概念设计阶段降低激波阻力十分有用的优化方法。     

平行连杆式变形翼结构设计及分布式驱动配置

为提高飞机飞行效率和多任务适应能力,设计一种兼顾高低速工况的变形翼骨架,并研究变形翼内部分布式驱动器的位置优化和数量布置问题。基于翼肋摆动变形方式,设计变弦长、变后掠、变面积、变展弦比的平行连杆式变形翼机构,以单元尺寸为参数,对翼肋摆动程度与展弦比进行分析,得到机翼参数变化曲线;以包含机翼骨架、驱动器和柔性蒙皮的单元为研究对象,通过实验法测定柔性蒙皮的等效弹簧刚度,并基于虚功原理,采用准静态力学分析方法,得到单元的力学模型,以单元变形量为目标优化函数,通过matlab优化工具箱fmincon函数求解,得到最优驱动器位置和蒙皮初始状态,并进行实验验证;采用Ansys软件模拟多个单元机构运动与弹性变形的耦合作用,得到多种驱动器布局下机构的最终平衡状态;设计了变形翼详细结构,完成了样机加工装配。结果表明:机翼平衡时的变形量与驱动器布局和结构刚度有关,当机翼结构刚度增强时,分布式驱动与单个驱动所做的变形量均收敛在理想值。采用分布式驱动会最大化变形量,更适合低刚度结构机翼,设计的变形翼样机可以实现连续变形。     

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。     

基于杂交算法的机翼结构布局优化设计

为了解决机翼结构布局优化问题,提出一种同时进行拓扑优化、形状优化及几何尺寸优化的杂交优化算法。对拓扑设计变量和形状设计变量采用混合编码方式构造染色体结构,利用MSC/NASTRAN实现尺寸优化,并将其结果作为布局遗传操作的依据,利用混合编码遗传算法进行布局优化。为了加快收敛进程,利用专家知识的启发性功能对布局设计区域进行了有效缩减,以产生符合工程实际要求的布局形式。通过对大展弦比机翼结构的布局优化设计计算,表明文中所提结构布局优化方法减重效果明显,是可行和有效的。     

弹翼电动加载系统多余力矩分析与消除

电动加载系统的优点在于加载跟踪速度快。由于多余力矩的存在严重影响了加载精度和系统动态品质，因此消除多余力矩是加载系统保障加载精度的难点也是技术关键。基于实时性要求极高的导弹弹翼电动加载系统的硬件结构和控制原理，对多余力矩的产生原因、理论计算及消除方法进行了详细研究。实验结果表明，系统能有效消除多余力矩，精确、快速地模拟导弹弹翼在展开过程中的气流阻力，为导弹弹翼设计和导弹发射提供了大量实验数据。     

基于交叉簧片式铰链的变弯度机翼机构设计

为了研究机翼弦向连续变弯度的设计问题,提出由柔性后缘机构与刚性连杆驱动机构组成的机翼变弯度设计方案以及建模分析方法. 基于交叉簧片式柔性铰链设计机翼机构构型. 采用链式梁约束建模方法,建立柔性后缘机构的理论力学模型,得到其受力和变形的关系,并利用有限元仿真对理论力学模型进行验证. 在力学模型的基础上,采用NSGA-II多目标遗传算法优化机翼机构的相关尺寸参数,提升机翼的气动特性. 经优化,机翼巡航阶段的升阻比提升1.09%,起降阶段的升力系数提高2.54%. 经实验验证了设计的变弯度机翼机构变弯度的精度和变弯度的范围.     

垂直起降固定翼飞翼布局无人机过渡飞行纵向稳定性研究

针对由两个主涵道风扇和一个前涵道风扇组成垂直升力部件的垂直起降固定翼飞翼布局无人机,估算出风扇推力和喷流/机翼的诱导气动力,考虑到过渡飞行过程的气动干扰明显和配平控制量变化较大的影响,并且为了防止无人机进入失效陡壁,提出一种预置飞行迎角加速到安全速度后,先关闭主涵道再关闭前涵道风扇的过渡飞行控制策略,分析了无人机平飞速度、涵道风扇入口来流、出口喷流对配平和过渡飞行纵向稳定性的影响,得到了涵道风扇的作用减小了过渡飞行的短周期稳定性、增加了长周期的阻尼的结论.