使用类别形状函数的多目标气动外形优化设计

在飞行器的气动外形优化设计中, 参数化方法和优化算法具有十分重要的作用, 对优化的计算时间设计空间的数学特性有着深刻的影响.类别形状函数(class and shape transformation, CST)方法是一种简洁高效的参数化方法, 但对于复杂曲面很难使用统一的CST方法进行拟合.文章首先介绍了CST方法的三维实现, 分析了其数学性质, 提出了分块CST参数化方法, 保留CST方法的特性, 实现了分块曲面之间的光滑连接.针对气动外形优化设计的复杂情况, 需要根据具体的飞行任务提出设计目标, 并处理不同目标的矛盾问题.其次采用Pareto策略自动寻找最优方案集, 并基于分块CST参数化方法遗传算法和气动力快速计算方法, 对类乘波翼身组合飞行器进行了优化设计, 并改变原有问题的设定条件优化得到了全新外形.研究结果表明分块CST方法参数少, 精度高, Pareto策略处理多目标准确有效, 是气动外形优化设计中非常有用的工具.      

基于分解策略的飞行器气动隐身优化设计研究

为了综合提高飞行器的气动性能与隐身性能,文章利用基于分解策略的梯度优化方法,对某跨声速机翼进行气动隐身综合优化设计.采用Tchebycheff方法,将气动隐身多学科多目标优化问题分解为多个单目标优化子问题,再对每个单目标子问题进行梯度优化.通过求解离散伴随方程获得气动目标对设计变量的梯度,采用自动微分方法对物理光学法（physical optics,PO）程序进行微分,即可得到雷达散射截面（radar cross section,RCS）对设计变量的梯度.经过综合优化,获得优化解集中各给定权重系数对应下的分支解,相比初始机翼,优化机翼的阻力系数减小,升阻比提高,重点方位的雷达散射截面均值减小,验证了该优化设计方法具有较好的实用性.      

基于离散伴随方法的透平叶栅气动优化设计

本文研究并给出了基于离散伴随理论和自动微分技术构建离散伴随系统的方法、伴随系统的求解策略以及基于离散伴随方法的透平叶栅气动优化设计流程,建立了相应的优化设计系统。利用该优化系统在无黏环境下,以叶栅通道进出口的熵增率为目标函数、以叶栅通道内的质量流量为约束,对某二维跨音速透平叶栅进行了气动优化设计。与优化前相比,优化后透平叶栅进出口熵增率减少8.82%,质量流量变化幅度小于0.003%。优化结果表明,本文提出的优化系统能够有效改善透平叶栅的气动优化性能,验证了本文提出的基于离散伴随方法的透平叶栅气动优化设计方法的正确性与有效性。     

基于Kriging代理模型的飞行器结构刚度气动优化设计

大飞机具有轻质大柔性特点,使得气动/结构耦合作用增强,在设计过程中需要考虑这种耦合效应,直接调用CSD/CFD方法计算周期长,无法满足工程需要.代理模型方法由于能显著提高工程优化设计的效率,已广泛应用于飞行器气动外形优化设计中.采用Kriging方法建立代理模型,通过求解EI函数最大值得到需添加的样本点以更新代理模型,提高代理模型的拟合精度,结合改进的粒子群最优化方法对大飞机的结构刚度进行了优化设计.结果表明,该优化方法能够处理复杂目标的全局优化问题,在保证升力系数及纵向稳定性能不恶化的前提下,降低飞机巡航状态的飞行阻力.      

基于气动反问题的风力机翼型优化设计

翼型气动优化设计的核心在于快速、准确的流动性能分析与快速、可靠的寻优算法。本文提出通过控制翼型表面预期流动分布,应用气动反问题方法,求解性能优化的翼型气动设计新方法。本文的翼型流动分析是基于位势流动与边界层积分方程的迭代解法。气动参数寻优采用了基于多变量搜索的加速POWELL算法,在确定的参数空间内,遍历搜索最佳性能点,可以保证最终优化解的全局性。气动反问题求解采用了壁面喷吸气模型。计算案例表明,本文方法的计算时间少,在流动不分离时具有与RANS同等计算精度,为快速开发低速风力机翼型提供了一个有效的设计方法。     

基于遗传算法的飞机俯仰控制参数优化设计及重构

遗传算法不受问题性质 ( 如连续性,可微性) 的限制,能够处理传统优化算法难以解决的复杂问题,故近年来在控制参数优化方面得到了广泛的应用;但算法中,交叉概率与变异概率的选择没有给出通用标准,通过多种交叉概率与变异概率组合的优化结果比较确定合适的交叉概率与变异概率,然后从几种控制系统常用性能指标中选择最合适的一种做为适应度函数,优化得无故障时控制参数,按照重构后系统开环传递函数保持不变,即系统闭环传函极点不发生变化的原则,由升降舵损伤程度和无损伤时控制参数可得重构后的控制参数;由仿真实验可得,此方法能够较快较精确地确定控制参数,系统无超调,控制效果良好,重构后,系统性能能够保持不变,达到良好的重构效果。     

CFD/CSD耦合飞行器多学科优化设计新方法

文章以飞行器巡航外形为设计对象, 构建了一种新的飞行器的气动和结构特性评估方法, 即结构模型反迭代方法.该方法较传统的松耦合静气动弹性方法效率提高了4倍以上.以此为基础建立了一种新的飞行器气动/结构耦合多学科优化设计框架, 将优化效率提高4倍以上.采用数值求解N-S方程和结构有限元方程方法作为气动和结构学科的分析工具, 保证了设计结果的可信性.算例表明以巡航外形作为设计对象能够获得与传统方法一致的飞行器气动与结构特性, 以此为基础开展的无人机气动外形优化设计也获得了良好的设计结果.      

300MeV质子同步加速器概念设计优化（英文）

目前处于设计阶段的哈尔滨工业大学空间辐照效应装置,其核心部件是由1台10 MeV的注入器、1台300MeV的同步加速器以及输运线构成的加速器装置。同步加速器中引出的质子束流被用于辐照研究。基于装置的概念设计,优化了其同步加速器部分的设计。设计了新的磁聚焦结构,优化了基于新的磁聚焦结构的多圈注入系统的凸轨变化模式,提高了注入效率。为了更好地优化引出束流的时间结构,慢引出系统采用了RF knock-out的方法。为了满足精准辐照的要求,研究了RF Kicker的频率调制,发现RF Kicker的双频调制能使得引出束流更均匀。A research complex for aerospace radiation effects research is in the designing stage in Harbin Institute of Technology. Its core part is a proton accelerator complex, which consists of a 10 MeV injector, a 300 MeV synchrotron and beam transport lines. The proton beam extracted from the synchrotron is utilized for the radiation effects research. Based on the conceptual design, the design study for optimizing the synchrotron has been done. A new lattice design was worked out, and the decreasing pattern of the bump of the multi-turn injection system was optimized to increase the injection efficiency. In order to improve the time structure of the extracted beam, a RF knock-out method is employed in the slow extraction system. To meet the requirement of accurate control of dose, the frequency modulation of the RF kicker is well investigated, and the dual frequency modulation has been found to have a better performance for a uniform spill.     

基于神经网络的翼型气动力计算和反设计方法

开展了机器学习在翼型气动力计算和反设计方法中的应用研究,实现了在更大翼型空间范围内,人工神经网络的训练和优化,建立了翼型气动力计算模型,和给定目标压力分布的翼型反设计优化模型.作为机器学习领域兴起的研究热点,人工神经网络的研究工作不断深入,有研究者尝试将其应用于流体力学的学科范畴内.文章实现人工神经网络在翼型计算领域中应用的方法如下:首先通过Parsec参数化方法,围绕基准翼型构造了一定翼型空间范围的翼型库,利用XFOIL进行数值模拟,搭建了和翼型库具有一一映射关系的流场信息库.通过训练和优化神经网络,实现了基于此模型的快速、高可信度的翼型气动力预测,以及新型的翼型优化设计方法.通过自动化编程实现样本库的批量生成,实现了不同翼型空间的样本量下,神经网络的训练和优化过程.实验结果表明,在机器学习领域中,基于神经网络的翼型反设计模型的精确性高度依赖于训练样本量的大小和覆盖范围.      

升力体外形布局参数对横侧向耦合稳定性的影响分析

针对高速飞行器存在横侧向耦合易失控问题,建立了基于部件组合思想的CST几何外形参数化建模方法,以升力体外形为例,采用拉丁超立方试验设计方法和高速气动特性快速分析方法,分析了升力体主要布局参数对横侧向耦合稳定性参数开环动态偏离稳定判据（C_nβ,dyn）和闭环横向控制偏离判据（LCDP）的影响规律.升力体外形主导布局参数对横向操纵滚转反逆参数LCDP是二次非线性影响,横侧向稳定性的主导布局参数随着攻角变化有明显变化.文章为耦合稳定性影响规律研究建立了有效的分析方法,研究结论可为高超声速升力体式飞行器总体抗失控设计提供规律建议.