计及气动和隐身约束结构综合优化的并行子空间优化方法

通过分析基于响应面的并行子空间优化算法的特点指出并行子空间优化算法学科级优化的作用在于向系统级优化响应面提供性能优良的设计点.在此基础上,建立了不要求学科级优化的改进的并行子空间优化算法,进一步降低了设计优化的计算量,解决了分析模块与优化模块间的接口困难.依据该算法建立了结构、气动和隐身一体化设计优化框架,实现了某无人机机翼计及气动和隐身约束的结构综合优化.     

基于径向基函数的机翼二维气动代理模型设计

采用多学科设计优化方法进行机翼气动/结构优化时,结构学科的优化需要气动学科提供机翼压力分布的代理模型。本文引入了等参单元形函数的几何变换思想,利用径向基函数,解决了复杂形状机翼的二维气动代理模型的构造问题,进行了某巡航导弹弹翼考虑结构变形的气动力代理模型的构建。算例结果表明,本文所用代理模型构造方法简单易行,预测结果的精度很好。     

飞机机翼气动外形优化设计研究

本文首先对某飞机原机翼外形进行了详尽的气动分析计算,然后确定了设计思路和方案,探讨了后掠角变化对机翼气动性能的影响,研究选定了减小外翼后掠角的机翼新平面形状,采用先进的CFD软件优化机翼的气动设计,根据不同设计思想进行了多个机翼的外形优化,包括新的翼剖面和弯扭配置,最后将优化设计结果与原机翼进行了对比,对比结果表明,以Q5-M2T和Q5-N2T为代表的优化结果取得了十分理想的改进效果,优化机翼提高了气动性能,机翼升阻比提高了20%-30%,满足了飞机载弹量增大后性能仍可以全面提高的设计要求。     

多学科设计优化中常用代理模型的研究

代理模型是多学科设计优化的关键技术之一。本文系统介绍了多项式响应面模型，径向基函数模型和Kriging模型等3种多学科设计优化中常用的代理模型。通过构造某机翼展向气动载荷分布的代理模型，对这3种模型的效果进行了评估，并对这些代理模型的构造方法、基本特性和适用范围进行了分析研究。     

多相材料布局及材料/结构一体化设计

为解决多相材料分布及材料/结构一体化优化问题,本文引入基于惩罚指数的材料插值方案对传统双向渐进结构优化的灵敏度算法进行了合理的改进。通过经典算例证实了改进算法在解决传统BESO方法不能胜任的多相材料分布优化和材料/结构一体化优化问题具有很好的收敛性和有效性。对常见参数对结构优化结果影响的研究,得出一些具有实际指导意义的结论。本文所开发的协同软件平台基于简单的ABAQUS建模软件界面降低了对设计人员技能要求,灵活的MATLAB二次开发平台为算法改进提供了广阔的空间。     

基于等几何分析的结构优化设计研究进展

结构等几何分析是计算固体力学领域一种新兴的数值方法，致力于将CAD（计算机辅助设计）和CAE（计算机辅助工程）纳入到统一的数学表达框架。等几何分析紧密联系几何信息，采用相同的数学表达将几何精确建模、结构分析和设计过程结合，为结构优化设计提供了新的选择和机会。相比基于有限元的结构优化方法，等几何优化设计方法可在一定程度上提高结构优化的精度、效率和便利性。本文针对具有代表性的结构等几何优化设计，包括形状优化、尺寸优化和拓扑优化等问题，系统梳理和综述了主要的等几何优化方法及其在结构优化设计中的应用。比较分析和评述了结构等几何优化设计方法的算法特点及计算优势与劣势，探讨了基于等几何分析的结构优化研究的前沿问题，并展望了未来的发展方向，包括：基于复杂剪裁CAD几何的高效等几何分析与优化设计、基于实体几何构造的结构等几何分析和优化设计、等几何分析与其他力学分析方法结合的结构优化、基于等几何分析的壳体优化设计、基于等几何分析的材料和结构一体化优化设计以及考虑不确定性的结构等几何优化设计等。     

基于响应面方法的结构碰撞优化

应用响应面方法可将结构响应表达为设计变量的显式形式．为拟合响应面，基于中心复合设计和单纯形设计简化出了中心对称和拟单纯形设计，其既可以保证约束近似精度，同时降低计算量．针对常见优化问题，使用响应面方法将其构造为线性或者非线性约束优化模型，并应用Matlab优化工具箱求解．方管碰撞优化数值算例表明文中提出的试验设计方法及优化模型有较好的求解效率和精度．     

结构构型与结构间连接方式协同优化设计

通常的结构拓扑优化是在给定外部作用下的构型设计. 然而对于复杂结构， 各部件由连接构件相连并通过它传递外部作用，所以连接方式影响部件承受载荷的分布，即 连接构件的布局对部件的最优构型有重要影响. 研究结构部件构型与部件之间连接方式 的协同优化问题，在连接区域引入一种特殊的材料模型，以材料的分布描述连接方式. 将承 力结构与连接构件域的材料密度同时作为设计变量，提出了一种基于拓扑优化思想的连接方 式与结构拓扑优化协同设计的优化模型和相应的求解方法. 给出的算例证明了这种设计方法 与优化策略的有效性.     

基于螺旋桨滑流效应的大展弦比机翼气动弹性分析

以高空长航时大展弦比太阳能无人机机翼为研究对象，针对分布式电驱螺旋桨滑流和大展弦比机翼之间耦合的复杂气动干涉问题，采用滑移网格方法、动网格技术、SST k-ω RANS湍流模型和CFD/CSD （Computational Fluid Dynamics/Computational Structural Dynamics）双向流固耦合技术，研究了螺旋桨不同转速、布局方式和气动阻尼对机翼气动弹性响应的影响。数值计算结果表明，螺旋桨滑流会改变机翼表面的压力分布；螺旋桨流场对机翼的扰动频率接近机翼的结构固有频率时，机翼会发生共振；螺旋桨的位置越靠近翼尖，或螺旋桨的数量增多，都将增加机翼气动弹性响应的幅值。     

多孔材料/结构尺度关联的一体化拓扑优化技术

针对多孔材料的尺度效应和微结构构型的可设计性，提出以宏观结构最大刚度为目标，材料表征体胞构型为变量的材料／结构尺度关联一体化设计新方法．采用有限元超单元技术，验证了材料表征体胞尺度、边长比、平移、对称周期分布方式对构型设计结果的影响，实现了材料宏观布局设计、材料表征体胞构型精细设计以及多尺度均匀化设计的统一。基于凸规划对偶优化求解技术与二次型周长控制约束，完成了快速设计与材料分布棋盘格效应的控制。计算结果表明，在给定材料用量的情况下，该方法能有效地实现蜂窝结构的拓扑优化设计，设计结果充分反映了蜂窝夹层结构的尺度效应，为轻质结构设计提供了新的设计方法。     

基于响应面法的新型排翼式飞艇的气动优化设计

采用均匀试验设计的方法, 以后掠排翼式飞艇为初始气动外形, 后翼的轴、法 向坐标为设计变量, 升力、阻力系数和升阻比为目标函数, 通过CFD结 合响应面近似理论, 建立了气动参数的二阶响应面优化模型, 并针对排翼式飞艇的升阻特性 进行了优化设计. 研究结果表明: 响应面方法是解决气动优化问题的一种行之有效的方法; 优化后排翼式飞艇的气动性能得到明显改善, NACA0020, NACA0030, NACA0040排翼式 飞艇的升阻比分别提高了9.61%, 6.08%, 13.08%; 飞翼的轴向 和法向位置对各气动参数的影响不尽相同, 升力系数C_rm l和升阻比k对轴向位置 更为敏感, 而轴向和法向位置对阻力系数C_d的影响则基本相当.     

基于遗传算法的飞机气动优化设计

建立了一种以实数编码技术为基础的遗传算法模型，并把它与通过工程估算的气动分析方法相结合，进行飞机气动形的单点和多点优化设计。 优化设计中，设计变量取机为机翼、机身和尾翼的外形及三者之间的相对位置，优化目标是使飞机在跨音速和超音速飞行状态下获得配平状态下最大的升阻比。设计结果表明该优化设计方法是十分有效的，可以用来具有正常布局形式的飞机进行气动外形的优化设计。     

一种可用于机翼优化设计中的气动噪声预测模型

发展了一种可用于翼型/机翼外形设计中的气动噪声快速预测方法。相较于传统的半经验噪声预测方法,该方法以两方程非线性k-ε湍流模型模化雷诺应力的雷诺平均方程为背景,考虑了升力系数、三维流动效应以及机翼几何参数等因素对后缘噪声的影响。而相对于直接数值模拟或声类比拟方法,该方法虽不能准确预测噪声强度,但其计算量小,能给出不同翼型/机翼的相对总声压级,以及总声压级随升力系数的变化情况,易于应用于翼型/机翼气动外形优化设计中。通过计算分析二维NACA0012翼型几何参数或来流状态的改变所带来的气动噪声差异,与ANOPP软件及Brooks等计算结果进行对比,验证了该模型的可靠性。最后,计算分析二维、三维翼型/机翼气动噪声,凸显该方法在翼型/机翼气动外形优化设计中的应用价值。     

涡波一体乘波飞行器宽速域气动优化设计研究

涡波一体宽速域乘波飞行器通过在低速引入涡效应,显著改善了传统乘波体在低速状态下的升阻特性,具有在未来宽速域空天飞行器总体气动设计当中得到广泛应用的巨大潜力.但是,该设计方法的研究尚不完善,特别是在基准流场建立过程中忽略了三维效应、低速效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应,因此其高低速气动特性均有优化设计的空间.针对此问题,本文结合高保真RANS求解器、自由变形参数化方法、鲁棒的结构网格变形方法、离散伴随方法以及序列二次规划算法,发展了基于离散伴随的宽速域飞行器气动优化设计方法.基于上述方法,针对涡波一体乘波飞行器开展了兼顾低速与高超声速气动性能的三维整机气动优化设计研究,获得了宽速域优化构型并对其进行了流动机理分析.结果表明,相较于初始构型,宽速域优化构型可以将飞行器高超声速状态下升阻特性略微提升的同时,显著增强低速状态飞行器背风面的旋涡效应,进而使飞行器低速状态的升力和升阻比均提升10%以上,改善了涡波一体宽速域乘波飞行器的高低速气动性能.     

基于差分进化和RBF响应面的混合优化算法

针对气动优化等昂贵优化问题,提出了一种基于差分进化和RBF响应面的混合优化算法HSADE,该方法结合了差分进化算法的强全局寻优能力和RBF响应面方法的快速局部搜索能力,能够同时有效地提高算法的局部搜索效率和全局寻优能力.对各子算法中的策略和逻辑进行了多项改进,提出和应用了基于双败淘汰赛的竞赛赛制和参数自适应等改进策略.对HSADE使用多个典型算例进行了测试,并横向对比了NSGA-II,MOPSO和多目标差分进化算法.测试结果表明,在大多数问题中HSADE在以世代距离表征的局部搜索效率和以超体积比表征的全局寻优能力两项指标上都优于其他算法,证实了以上混合策略及算法改进的有效性.将该算法应用于一个翼型优化问题和一个二维超声速喷管膨胀面优化问题,并横向对比未经改良的差分进化算法DE和另一种混合算法NARSGA,结果表明在接近1 000次的函数评估下,HSADE能相对其他算法进一步对翼型减阻0.5 count,在喷管优化中HSADE得到的结果也好于其他两种算法,表明该方法具有较强工程应用价值.     

Aerodynamic design on high-speed trains

Compared with the traditional train, the operational speed of the high-speed train has largely improved, and the dynamic environment of the train has changed from one of mechanical domination to one of aerodynamic domination. The aerodynamic problem has become the key technological challenge of high-speed trains and significantly affects the economy, environment, safety, and comfort. In this paper, the relationships among the aerodynamic design principle, aerodynamic performance indexes, and design variables are first studied, and the research methods of train aerodynamics are proposed, including numerical simulation, a reduced-scale test, and a full-scale test. Technological schemes of train aerodynamics involve the optimization design of the streamlined head and the smooth design of the body surface. Optimization design of the streamlined head includes conception design, project design, numerical simulation, and a reduced-scale test. Smooth design of the body surface is mainly used for the key parts, such as electric-current collecting system, wheel truck compartment, and windshield. The aerodynamic design method established in this paper has been successfully applied to various high-speed trains (CRH380A, CRH380AM, CRH6, CRH2G, and the Standard electric multiple unit (EMU)) that have met expected design objectives. The research results can provide an effective guideline for the aerodynamic design of high-speed trains.     

An sequential optimization and aeroelastic constraint transformation method for strength-aeroelastic comprehensive design

With the development of modern aircraft technology, aeroelasticity plays a more and more crucial role in aircraft structural design. However, low efficiency of present aeroelastic analysis and optimization methods makes it difficult to apply in engineering practice. This paper presents a sequential optimization and aeroelastic constraint transformation method (SOACTM) for comprehensive design of airplane wings with strength and aeroelastic constraints. Optimization with structural strength constraint and aeroelastic constraint is transformed into a serial of cycles of decoupled structural strength sub-optimizations and aeroelastic sub-optimizations based on sequential optimization strategy. In structural strength sub-optimization, structural strength constraint is translated along its normal direction to make optimal design point satisfying aeroelastic constraint. And the goal of aeroelastic sub-optimization is to find the translational distance of structural strength constraint. Aeroelastic constraint is transformed to equivalent structural strength constraint via above approach. In this way, number of aeroelastic analyses in SOACTM is less than that in traditional optimization method and total computational time decreases. SOACTM is verified based on two examples. Traditional optimization method is applied for the sake of validation. The results demonstrated the accuracy and efficiency of SOACTM for wing comprehensive optimization considering both structural strength and aeroelastic constraints.     

跨音速翼型和机翼的气动优化设计

以NACA0012翼型和ONERA－M6机翼为基准,分别把可变误差多面体法（VEP）和遗传算法（GA）两种不同的优化方法与求解二维和三维欧拉方程的气动分析相结合,进行跨音速翼型和机翼的气动优化设计,并在其基础上对两种不同性质的优化方法在气动优化设计应用中的优化质量和计算效率进行比较,在优化设计的过程中,翼型通过解析函数线性叠加法来表示,机翼通过不变的翼型和可变的平面形状来表示,二维和三维欧拉方程采用Jamenson提出的有限体积方案,显式四步RungeKutta时间推进求解。