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。     

电动汽车充电桩的气动噪声分析和优化

分析180 kW大功率直流充电桩在不同工况下的气动噪声特性,进行整桩的降噪优化设计.采用计算流体力学（CFD）与计算气动声学（CAA）分步耦合仿真的方法,分析整桩的噪声频谱和声场分布规律;开展整桩试验测试,验证仿真的精确性;对比、分析不同降噪方案的降噪性能,并进行方案的试验验证.结果显示,整桩噪声主频为830 Hz,整桩噪声次频为650 Hz,分别与电源模块风扇以及系统风扇的叶片通过频率重合;在电源模块进风口布置吸音棉能够有效消除整桩噪声第三、第四峰值频率幅值;在系统风扇出风口布置吸音棉能够使整桩A计权声压级总值降低约1.2 dB;相同布置位置,在保证散热的同时增加吸音棉厚度的降噪效果不显著,整桩A计权声压级总值降低不足1.0 dB.     

变弯翼型与增升装置多目标气动优化设计研究

针对二维增升装置低速起飞、着陆状态和变弯度翼型高速巡航状态下的高低速气动特性进行综合优化研究,发展了一种基于Kriging代理模型与多目标遗传算法的增升装置多目标气动优化设计方法。使用自适应下垂式铰链襟翼机构,通过襟翼与扰流板联动偏转来改善飞机的低速起降性能及高速巡航性能。将襟翼铰链位置、扰流板偏角和襟翼偏角作为设计变量,通过求解N-S方程来预测初始样本点气动力,利用Kriging代理模型分别建立起飞、着陆和巡航状态下设计变量与气动力之间的关系,得到多个高效气动力预测模型,最后使用多目标遗传算法在代理模型的基础上进行多目标气动优化设计。设计变量变化时计算网格的自动生成采用RBF(radial basis function)动网格技术来实现。基于搭建的高效全局多目标优化设计平台进行了高低速综合气动性能多目标优化,并对Pareto前沿面的多目标解集进行了多设计点校验与分析,筛选出了多目标并重的优化解。     

量测噪声环境下反应堆功率模型预测控制研究

在核电反应堆功率闭环控制系统中,功率监测存在量测噪声的问题,应用无噪声的预测模型对反应堆的功率进行预测控制.从反应堆功率模型的状态空间出发,搭建了模型预测控制算法与目标函数,遵循模型预测控制的预测模型、滚动优化和反馈校正的三步控制方法,实现对有量测噪声的反应堆功率系统的控制.通过MATLAB仿真实验,比对了模型预测控制算法与输出反馈的PID控制方法.实验结果表明,应用于有量测噪声的反应堆功率系统的模型预测控制算法在轨迹跟踪、状态量动态变化及控制信号能量上均优于PID控制算法.     

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.     

车内低频噪声声固耦合及试验优化设计

利用某国产轿车的声固耦合有限元模型对车内低频噪声进行了预测、分析和优化,并通过实车道路试验得到动力总成悬置激励、路面通过悬架传递到车身的激励以及驾驶员耳旁声压级响应。将测得的激励施加于模型中的相应位置进行频率响应分析,并预测车内低频噪声。从预测结果与试验结果的对比可以看出,二者具有较好的一致性,证明了轿车声固耦合模型的有效性。分析了驾驶员耳旁声压级对车身结构各壁板的灵敏度,根据灵敏度分析结果,应用涂贴阻尼层的方法对车内噪声进行控制,通过对阻尼层的试验优化设计,优化了涂贴阻尼层的密度及厚度。优化后车内噪声峰值降低了1.13dB(A),总声压级降低了0.62dB(A),阻尼层的总质量降低了1.935kg。     

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。     

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。     

采用能量有限元分析的高速列车车内噪声预测

采用能量有限元分析（EFEA）并引入车体隔声效应建立高速列车（HST）车厢结构和声腔模型,综合考虑机械激励和声激励源,预测分析车内全频噪声. 通过试验及仿真计算获取模型结构和声腔参数;采用多体动力学仿真、声学有限元法和非线性声学方法求解得到车外激励源,包括轮轨力、二系悬挂力、轮轨噪声和气动噪声. 通过验证激励源频谱结果的声压级（SPL）峰值频率保证激励源的准确性. 将模型参数和激励源施加到车内噪声EFEA模型上,并预测不同区域的车内噪声。将车内声腔各区域的预测与搭载试验车内噪声SPL进行对比,结果显示,仿真与试验车内噪声声压级在分析频段内的变化趋势基本一致,声压级总值（OASPL）误差小于3 dB(A). 由此验证了提出的方法对于HST车内全频噪声仿真预测的有效性和准确性.     

利用雕鸮羽毛的消音特性降低小型轴流风机的气动噪声

为降低轴流风机的气动噪声,借鉴了雕鸮羽毛的消音机理,将其羽毛的消音特征以条纹结构和锯齿形态的形式,在轴流风机叶片上进行重构,设计了耦合仿生轴流风机。同时采用试验优化的方法,与原轴流风机进行了模型对比试验,研究了条纹及锯齿参数对风机叶片气动噪声的影响。结果表明,耦合仿生轴流风机具有较低的气动噪声值。在1000、1100、1200、1300和1400r/min五种转速下,耦合仿生轴流风机的A声级值最大可分别降低4.9、4.5、4.6、4.9和5.8dB。     

LES和无限元耦合方法预报螺旋桨均匀流噪声

为获取水下螺旋桨噪声数值预报的方法,通过大涡模拟(LES)和声学无限元方法耦合,对均匀流螺旋桨进行频域噪声数值预报。通过敞水性能和桨叶表面压力分布的计算结果和试验值的对比分析,证明计算方案的准确性,进而分析了螺旋桨周围流场的脉动压力,获得特征点处各阶脉动压力幅值信息。在对螺旋桨噪声性能进行分析时,从特征点的声压频谱曲线中可以获取螺旋桨各阶叶频声压级峰值信息,且可得知总声压级大小与一阶叶频(BPF)的声压值相近。同时,由声压云图的比较分析可以看出,螺旋桨均匀流噪声主要由单极子噪声和偶极子噪声组成,单极子噪声占主要部分。该方法能够较为准确的预报均匀来流下螺旋桨的水动力噪声,为实际的工程应用提供了一套可行的预测方案。     

多途效应对螺旋桨噪声调制特性的影响

在对螺旋桨空化噪声解调分析时发现,螺旋桨调制的频段是有差异的,在某些频段,螺旋桨目标谐波结构发生了很大的变异,按照一般规律识别时会导致目标的错误判别。为了研究多途效应是否是引起噪声调制频段差异的原因,采用频域截断法建立了浅海水声信道模型,分析了浅海水声信道多途效应对宽频信号产生的影响,并初步研究了多途效应与螺旋桨空化噪声调制不均匀特性之间的关系。仿真结果表明,通过信道传输后信号调制的均匀性没有发生明显的变化。说明浅海多途传播不会造成螺旋桨空化噪声调制深度的不同。     

非空泡螺旋桨低频线谱噪声时域预报方法

针对非空泡螺旋桨的低频线谱噪声特点和数值处理方法,用基于速度势的面元法和噪声时域预报方法进行了研究.用面元法对非均匀流场中的螺旋桨非定常压力分布进行计算,将计算得到的压力时域信号输入到噪声积分方程中,可以得到螺旋桨诱导的噪声声压,该方法直接将噪声源分布在真实的螺旋桨表面而非螺旋桨的拱弧面,对噪声源和观测点的距离没有作任何近似,并可以考虑桨毂对噪声声压的影响.通过对计算结果的比较和分析,说明在非空泡条件下,桨叶厚度、桨毂负荷和桨毂厚度引起的噪声声压非常小,对螺旋桨低频线谱噪声总声级的贡献可以忽略不计,高阶叶频声压级比一阶声压级明显要低,一阶叶频声压级在桨轴方向上最大,在桨盘面方向最小.     

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。     

基于Stochastic Kriging的柔性机翼稳健性优化设计

采用随机代理模型方法对柔性机翼气动外形进行稳健性优化设计。相比确定性优化设计,稳健性设计能够考虑设计变量和参数的扰动,保持设计结果在不确定性影响下的性能稳定。采用高精度的气动/结构耦合求解器(耦合Navier-Stokes方程和结构静力学方程)分析柔性机翼的变形情况和气动效率。为了提高优化效率,建立随机Kriging(Stochastic Kriging,SK)代理模型,将确定性的Kriging代理模型发展到随机空间,通过有限次输入得到数据的固有不确定性。对柔性M6机翼的气动外形进行稳健性优化设计,结果表明:相比确定性代理模型的稳健性优化结果,应用随机代理模型的优化结果的设计点阻力系数减小2.8 counts,在可变马赫数范围内阻力系数均值减小3.2 counts,优化结果具有较高的设计点气动效率和阻力发散特性,并且优化后构型的翼根弯矩有明显减小,体现随机代理模型在稳健性优化设计系统中的优势,同时也说明建立的SK代理模型具有较高的预测精度。     

基于响应面模型的跨音速转子叶片气动优化设计研究

为了提高优化设计效率,节约成本,将试验设计方法、响应面近似模型与遗传算法优化方法结合在一起应用于跨音速转子叶片气动优化设计中.首先采用拉丁超立方试验设计方法生成样本点构建目标函数的响应面模型,然后利用遗传算法对响应面模型进行目标寻优,并对优化解进行流场分析验证.为了验证方法的可行性,以NASA rotor37转子叶片前缘积迭线弯与掠优化设计为例,总压损失系数为目标函数进行单目标优化设计,优化后总压损失系数降低了0.528%,总耗时20h,算例结果表明基于响应面近似模型的优化设计方法可用于叶片气动优化中,提高了优化设计效率.     

考虑非设计工况的螺旋桨优化设计方法

为提高螺旋桨的性能,研究了考虑非设计工况时螺旋桨效率的优化设计方法。以母型桨设计进速周围多个进速点对应的敞水效率为目标函数,以螺距比的径向分布为优化变量,以推力、扭矩和空泡性能为约束条件建立优化数学模型。通过对不同工况的效率值设置权重并进行加权求和的方法,将多目标优化模型转变为单目标优化模型,利用面元法求解螺旋桨的水动力性能,应用柏利尔商船限界线表达空泡性能,基于简单遗传算法对模型进行求解,得到了优化后的螺旋桨螺距比的径向分布,将考虑非设计工况与考虑设计工况下的优化结果进行了对比。对比结果表明,由于船舶航行时航速的变化,仅考虑设计工况下进行螺旋桨优化往往达不到预期的节能效果,需要综合考虑设计航速周围多个工况点对应的效率。     

发动机壳体噪声辐射控制研究

为降低摩托车发动机辐射噪声,以某摩托发动机壳体为研究对象,采用有限元法/边界元法（FEM/BEM）,对发动机壳体的辐射噪声进行仿真计算,确定了辐射噪声的频带和辐射位置,结合声强实验测试,验证了数值计算的正确性。根据数值模拟的结果,对该发动机壳体结构进行优化,并对优化后的壳体进行了噪声辐射预测,将优化前后的声学量进行对比。结果表明：优化后的发动机壳体表面辐射噪声较优化前有所降低,其噪声值降低约4 dB。     

后视镜造型对前侧窗气动噪声的影响

前侧窗区域的气动噪声主要来源于车外后视镜,为降低此区域的气动噪声,基于后视镜-平板风洞实验,对5款后视镜进行数值模拟研究。稳态分析采Realizable k-ε模型,瞬态分析采用基于Realizable k-ε模型的分离涡模拟(DES),此数值模拟方法监测的噪声数据与风洞实验结果基本一致。对比分析了5款后视镜平面流线图、表面声功率图和压力云图等,得出后视镜镜罩、基座造型、安装角度等造型因素对前侧窗区域气动噪声影响较为明显,适当调整组合这些造型因素,可有效减小后视镜对前侧窗气动噪声的影响,对后视镜结构的优化设计有较好的借鉴意义。     

耦合分布螺旋桨的大柔性机翼静气弹研究

分布式螺旋桨被广泛用作为大展弦比长航时无人机提供推进动力,其载荷和滑流会改变机翼的结构和气动特性,使几何非线性效应更加突出。针对分布式螺旋桨对大柔性机翼的气弹干扰问题,在涡流叶素理论基础上,采用滑流管模型快速计算滑流对机翼的诱导速度,实现螺旋桨与机翼的耦合气动建模;在共旋转法中通过坐标系的推导与转换,实现展向分布的螺旋桨与机翼非线性结构耦合建模;结合空间梁样条插值,建立了考虑分布式螺旋桨载荷和滑流影响的大柔性机翼非线性静气弹分析框架。大柔性机翼与分布式螺旋桨耦合的算例结果表明：非线性大变形使螺旋桨拉力产生机翼结构负扭转,造成约10%的升力损失和20%～40%的静稳定裕度减小;螺旋桨滑流通过影响机翼当地流速和绕流攻角,改变了结构变形分布,带来约2.5%的升力收益和2%～8%的静稳定裕度增加;螺旋桨靠近翼根时增升,靠近翼尖时减升且越靠近翼尖影响越显著;所建立的分析方法可为分布式螺旋桨与大柔性机翼的耦合设计提供指导。