适定的跨音速翼型反设计方法研究

从不可压流反问题的Lightll准确解中可知,翼面压强分布和自由来流速度两者不能同时独立地给定。这意味着对于给定的压强分布存在着一个约束条件,否则,反设计问题就是不适定的。对于可压缩流动,同样应该存在类似的约束条件。本文在这方面做了初步探索,给出了一种满足这种约束条件的跨音速翼型反设计方法。在此方法中,目标压强分布包含一个自由参数,在计算中可调整此参数使压强分布满足本文推导出的正则化条件。     

双时间隐式方法求解非定常绕流的相关问题

空间采用三阶精度的WeightedNND(WNND)格式,时间方向则采用具有二阶精度的双时间步隐式方法求解二维非定常Euler方程,数值模拟了NACA0012翼型俯仰强迫振动流场,讨论了内迭代步数、内迭代收敛判据以及物理时间步长对计算结果、计算效率与计算CPU时间的影响,并将计算结果与实验值进行了比较。     

回归型支持向量机的机翼结冰冰型预测

飞机结冰严重威胁着飞行安全。针对机翼结冰冰型预测时不确定性因素较多、难以准确预测的问题,提出了一种基于回归型支持向量机的机翼结冰冰型预测方法。在建立冰型模型的基础上,利用回归型支持向量机(Support Vector Regression,SVR)获得冰型多项式系数,从而预测出相关飞行条件和大气条件下的冰型。仿真结果表明,该方法具有较好的预测能力,可以及时提供可靠的结冰信息,为保证结冰条件下的飞行安全提供了保障。     

基于微分求积法的高超声速机翼蒙皮颤振研究

机翼蒙皮在高超声速气流中会发生颤振等气动弹性问题,破坏结构.引入微分求积方法,可以有效地分析机翼蒙皮的颤振问题.将机翼蒙皮等效成薄板,基于一阶活塞理论,根据克希霍夫假设及弹性理论建立蒙皮的气动弹性偏微分方程,采用微分求积法将偏微分方程离散为常微分方程,并根据频率重合理论对颤振问题进行求解.得到的颤振速度与有限元方法计算结果进行比较,误差为0 58％,验证了微分求积法在求解颤振偏微分方程时的有效性.分析了蒙皮面积、厚度、纵横比等不同参数对蒙皮颤振速度的影响.结果表明,颤振速度随蒙皮面积的增大而减小,随纵横比、厚度的增大而增大.     

基于动网格的翼型设计优化

针对传统基于代理模型的翼型优化的缺陷,提出采用基于动网格的翼型优化;针对基本Hicks-Henne方法后缘不光滑情况进行了改进;采用自编程序实现动网格生成,通过集成商业软件Pointwise和CFD计算软件Fluent完成边界条件生成和流场解算,并实现上述程序和软件间的数据交互和自动化,整个优化流程在iSIGHT平台下执行,优化算例表明基于动网格的翼型优化方法能大幅提高翼型性能,节省大量的重复性操作,增加优化结果的鲁棒性和可信度,是翼型优化中的一种有效方法。     

跨音速流动中涡轮动叶叶顶的气膜冷却特性分析

为了掌握跨音速流动中涡轮动叶叶顶气膜冷却特性,采用压敏漆测试技术来研究叶顶间隙高度和质量流量比对叶顶气膜冷却特性的影响规律。研究结果表明:在小质量流量比条件下,增加叶顶间隙高度能够有效改善叶顶中弦区域的气膜覆盖,然而当质量流量较大时,叶顶间隙高度变化对叶顶中弦区域的气膜冷却效率分布影响并不明显;在小叶顶间隙高度条件下,随着质量流量比增加,叶顶中弦区域冷气覆盖效果逐渐变差,在大叶顶间隙高度条件下,仅当质量流量比从0.1%+0.05%增加到0.14%+0.07%时,叶顶中弦区域的冷气覆盖效果才有所改善。     

旋成体跨音速脉动压力环境分析与预测

脉动压力是进行结构响应分析和力学环境研究的重要依据。利用平均流场的数值模拟方法与基于实验的工程预测模型相结合的技术途径,对跨音速下旋成体的表面脉动压力环境进行了分析与预测,给出了旋成体在不同攻角、不同马赫数条件下表面脉动压力系数分布以及脉动压力功率谱分布曲线,并且与实验结果作了比较分析,得出结论基本一致。     

低温跨声速风洞设计中的真实气体效应研究

风洞以低温气体为介质运行时,气体会表现出热力和热值的不完全,风洞回路气体流动参数计算需要考虑低温真实气体效应。计算给出了氮气介质在温度100～323 K、压力100～450 kPa范围压缩性因子和比热比的变化规律,并通过将等熵膨胀系数引入一维完全气体流动方程,发展了低温跨声速风洞气流流动参数计算分析模型,获得了跨声速风洞高速运行时气流液化温度和压力的组合边界包络线。对比分析结果表明：在低温跨声速风洞的运行压力(115～450 kPa)和温度(110～323 K)范围内,基于等熵膨胀系数计算得到的气体流动状态参数的理论计算值与气体真实物理解的偏差小于1%,完全可满足低温跨声速风洞工程设计需求。     

超声速二元机翼随机混沌运动分析

以考虑随机扰动的超声速二元机翼为研究对象,采用Kapitaniak方法对超声速二元机翼的随机混沌特性进行研究。采用三阶活塞理论推导超声速二元机翼的非线性气动力和气动力矩,建立考虑随机扰动、具有俯仰立方非线性的机翼2自由度运动微分方程,并将其写成4维状态方程的形式;采用中心流形方法对系统进行降维,将系统状态方程从4维降为2维;再联合利用累积量截断法、非高斯截断法获得系统的二维联合概率密度函数及系统的概率时差图,采用Kapitaniak方法分析系统在不同扰动强度下的随机混沌特性;采用系统响应、庞加莱截面图及最大Lyapunov指数等对系统的随机混沌特性进行验证。本研究对超声速二元机翼在复杂环境下的稳定性、安全性及响应特性等研究具有重要的促进作用。     

基于转置卷积神经网络的翼型结冰冰形图像化预测方法

结冰问题严重影响飞机飞行安全,结冰智能预测是飞机智能防除冰系统设计和安全设计的重要依据和支撑。为解决复杂冰形在翼面同一位置的法线方向冰形厚度存在多值的问题,提出基于转置卷积神经网络的翼型结冰冰形图像化预测方法。设计预测模型的神经网络结构、损失函数、数据规范等,直接将影响飞机结冰的飞行和大气条件作为输入,以灰度化的冰形图像作为输出。基于NACA0012翼型,通过数值模拟方法生成冰形数据集,同时利用风洞试验结果对数值模拟方法进行验证,以确保生成数据的可信度。构建以飞行速度、温度、液态水含量、平均水微滴直径和结冰时长5项参数作为输入的预测模型,并进行仿真训练和验证。仿真结果表明:所提翼型结冰预测模型不仅能够快速预测翼型冰形,而且在冰体轮廓、结冰上下极限、冰角位置、结冰厚度等主要特征方面也与数值计算结果符合较好。