大型民用运输机短舱涡流片增升效率以及参数影响研究

采用经风洞试验验证的CFD计算方法和网格生成策略,以某型大型民用运输机基本三段增升装置着陆构型为对象,研究短舱涡流片及其参数对增升装置效率的影响。研究表明:短舱涡流片的流动机理与大后掠三角翼类似,其所诱导漩涡流动的强度、上下位置以及展向位置是影响增升效率的3个关键因素。空间涡下移、向机翼外侧移动或增加其强度均可以提高增升装置的效率。其中涡流片下偏会使空间涡下移且向机翼内侧移动,但是对机翼上方空间涡强度的影响并不是单调的;涡流片后移可以增强机翼上方空间涡强度并使其下移,但是也会造成空间涡向机翼内侧移动;增加涡流片的安装角或者倾角可以增强机翼上方空间涡强度并使其向机翼外侧移动,但是会造成空间涡上移;增加涡流片的后掠角(即减小其前缘附近的面积)使空间涡下移并向机翼外侧移动,但是会造成空间涡强度减弱。所以这些参数(上下位置、前后位置、安装角等)对全机升力系数的影响都不是单调的,需要大量的流场分析方能找到较优的参数组合。同时短舱涡流片还会受到巡航状态、发动机反推和结构等方面的约束,设计过程中需要综合考虑各种影响因素。     

基于本征正交分解的气动外形设计空间重构方法研究

在飞行器设计过程中为了提高优化设计的寻优精度,设计变量不断增加,从而使整个过程更加复杂且大幅延长设计周期。针对这一问题,基于本征正交分解降阶方法开展气动外形设计空间重构方面的研究。工作针对二维翼型开展,主要目标分为2个方面:1减少优化过程中的气动外形设计参数;2提高设计空间中满足设计约束的样本比例。在Hicks-Henne参数化和POD重构得到设计空间内随机选择20 000个样本发现,Hicks-Henne参数化空间中满足设计约束的样本比例不足25%,而重构之后的空间则超过70%。因此,采用POD方法对设计空间进行重构大大提高了样本质量,同时减少了优化设计参数。以RAE2822进行厚度约束下的单目标升阻比增大优化设计为例分别研究传统的约束处理方法和设计空间重构对优化结果的影响。传统约束处理方法中包括罚函数法和拒绝策略,优化结果表明拒绝策略略优于罚函数法,且无须设置惩罚权重,使用方便。对比重构前后设计空间的优化结果可见,2种传统约束处理方法在32个Hicks-Henne参数化空间中最优设计结果升阻比增加分别为27.61%和28.20%,采用POD方法重构后的设计空间得到的升阻比提升分别为28.20%和30.63%。因此,设计空间重构前后的优化精度基本类似,而且设计空间重构之后优化设计参数大大减少,设计效率得到明显提升。     

复杂构型高精度静气动弹性分析方法及其应用研究

为了准确地预测增升装置的气动弹性变形,基于Navier-Stokes方程求解器和结构静力学方程,建立了一种静气动弹性分析方法。发展了一种全局/局部混合的数据交换方式,解决了复杂构型数据交换过程中相邻部件间数据干扰的问题。同时,建立了变形能力强、引入并行算法的基于RBF插值技术的动网格方法,很好地保证了复杂构型网格的变形能力。此外,为了提高静气弹分析效率,所建立方法根据收敛特点引入了加速收敛技术。通过F6翼身组合体和某大型客机着陆构型,验证文中发展的静气动弹性分析方法的可行性和鲁棒性。分析结果表明,弹性变形最终导致大型客机着陆构型8°迎角状态时的升力系数减小约1.0%。     

基于二阶振荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法

针对粒子群算法“早熟收敛”的缺点,提出一种混合粒子群算法.该算法采用最大速度线性递减的方法平衡全局寻优能力与算法收敛精度的矛盾,并用随机权重平衡算法的全局和局部搜索能力.学习因子二阶振荡使种群在粒子数目不变的情况下维持多样性,是提高全局搜索能力的主要方法.自然选择原理使算法改善了因二阶振荡和随机权重的加入而造成收敛速度降低的情况.测试实验表明,所提出的算法能避免早熟问题,有效地提高寻优能力.     

智能视觉识别描述与反识别方法探究

近年来,随着人工智能技术在各个领域的不断成熟和推广,特别是其在视觉识别领域所具备的高精度、快响应性,使智能识别技术已经逐渐替代了传统视觉识别技术,成为新一轮技术革命引领产业变革的增长点之一。然而,在实际应用中典型智能识别技术亦存在一定的技术壁垒,如何从这些关键点出发,成为提升“矛和盾”两方面性能的主要抓手。基于此,本文从典型视觉识别方法出发,在深入剖析智能识别算法的核心基础点上,通过详实的案例指出了该方法目前存在的应用瓶颈以及反识别的应用方向。     

间隙非线性对二元翼段颤振特性影响

为了研究间隙非线性对颤振特性的影响,本文采用基于非定常雷诺平均方程的非定常气动力求解方法,耦合结构运动方程建立了时域气动弹性分析系统,并运用该系统计算三自由度无间隙二元翼段构型的颤振速度。采用描述函数法对间隙问题进行处理,得到了间隙非线性所带来的极限环振荡现象,并分析亚跨音速阶段间隙大小对颤振特性的影响。通过研究预加载对颤振特性的影响,得出预加载能够减弱间隙非线性影响,有效提高系统颤振速度。     

带扰流板下偏的多段翼型地面效应数值模拟

采用有限体积法和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均N-S方程,使用运动壁面边界条件模拟地面的相对运动,研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响,并分析了地效影响下升力系数减小的原因。结果表明:随着离地高度的减小,多段翼型的升力和阻力减小,升阻比有所增大;升力系数的减小幅值随着离地高度的减小和迎角的增大逐渐增大,最大可以减小22%左右;地效影响下,主翼上表面吸力减小导致的升力系数减小幅值是下表面压力增大导致的升力系数增大幅值的3倍以上。升力系数减小原因分析表明:(1)地面效应对干净翼型升力系数的影响与迎角范围有关,在中小迎角下升力系数增大,在大迎角下升力系数减小,而多段翼型往往工作在大迎角下的起降阶段,故其升力系数在地效作用下减小;(2)扰流板下偏前后的升力系数增量随着离地高度的减小而减小,最大减小量可以达到50%左右,说明地面效应使得多段翼型前后部件之间的增升作用减弱,从而导致多段翼型的升力系数进一步减小。     

POD-Kriging降阶方法在串联双圆柱流场预测中的应用

串联双圆柱是研究起落架噪声机理以及不同部件之间流动相互作用的经典算例,而距径比(圆柱柱心间距与直径的比值)是该构型非常重要的参数,随着距径比的改变,流场形态会发生明显变化。为更清晰地分析串联双圆柱流场的非定常效应和流场形态随距径比的变化规律,采用本征正交分解方法(POD)提取流场降阶基模态,再通过Kriging模型插值出待求的各模态投影系数,分别对串联双圆柱定参数非定常流场和变距径比时均流场建立降阶模型,为保证样本精度,快照数据的采集采用基于SST湍流模型的尺度自适应模型(SAS)。通过降阶模型预测的圆柱流场与数值计算及实验数据的对比,证明了模型的精度与效率,然后利用建立的降阶基总结了时均流场随距径比大小的变化规律。     

全尺寸起落架的气动及声学特性分析

起落架气动噪声是机体噪声的一大重要来源,其噪声特性的研究分析对于低噪声起落架的设计具有重要作用。基于FL-52声学风洞实验测试技术和耦合尺度自适应模型/声扰动方程的高精度混合数值方法,针对某支线飞机全尺寸起落架模型,开展了气动噪声实验测试和数值预测结果对比分析。该起落架模型是一个高保真的详细模型,包含了横向支杆、扭力臂、活塞杆、机轮等部件。对比分析了起落架机轮壁面静压分布、脉动压力功率谱密度、气动噪声源分布、总声压级指向性等特征,并比较远场传感器和安装在机轮凹腔中局部传感器的测量与数值结果,以表征机轮凹腔纯音的方向性,了解它们对远场噪声的贡献。结果表明,所采用的气动噪声混合数值方法可准确量化起落架近/远场的气动噪声。起落架机轮内、外侧凹腔存在560 Hz和960 Hz频率的纯音,最大声压级峰值可达136 dB,且纯音可辐射到起落架机轮非分离区域的表面。而位于起落架机轮湍流区域的测点,其壁面压力频谱曲线呈宽频特征,未出现明显的纯音。从远场噪声指向性来说,起落架前传噪声总体趋势上大于后传噪声,并且在65°和110°位置存在较小的总声压级区域。当远场测点达到一定距离后,起落架远场噪声呈现宽频...     

基于模型预测控制的阵风减缓技术研究

针对传统控制方法在系统存在约束时性能下降的问题,采用了基于模型预测控制的阵风减缓方法。模型预测控制采用在线滚动优化策略,相比传统控制方法,能够应对由于约束和干扰等导致的系统性能恶化。系统以某大型飞机为例,对飞机进行了考虑阵风效应的动力学方程建模。分别采用模型预测和线性二次高斯控制方法设计阵风减缓控制系统,仿真结果表明,模型预测控制在无约束时性能与传统线性二次高斯控制基本一致;而当系统存在约束时,模型预测控制相比线性二次高斯控制器具有更优的性能。