摘要：简要分析了现代飞行器概要设计过程中气动外形设计所遇到的问题、需求以及发展现状,分析了商业优化软件在优化设计中的优势与不足。重点阐述了气动优化设计系统研发过程中,在优化定义的问题、优化流程集成的问题、数据传输接口问题、大规模并行计算任务管理问题、结果数据可视化的问题等方面的解决方法。并提出了以可视化交互式定义优化问题为基础,集成可靠的全局与局部优化算法,以CFD仿真计算为手段,高性能计算资源为支撑结合近似模型快速获得可靠的优化结果,提供多样的优化过程数据、样本点仿真结果数据的可视化并自动生成优化分析报告功能的一整套优化设计系统构建方案,为现代飞行器概要设计阶段提供快速、实用、专业的优化设计软件工具。

摘要：基于CFD技术开展民机机翼后缘变弯度气动设计优化中,机翼后缘变弯度设计的几何参数化和网格自动生成是优化设计流程的前置处理子流程,也是研究开发重要方面。针对研究问题提出了机翼后缘局部网格变形策略,开发了基于自由曲面变形(FFD)技术的几何参数化和RBF-TFI混合插值技术的局部网格变形程序,在此基础上建立机翼后缘变弯度优化设计流程。为了提高网格变形效率,还提出了RBF插值基序列筛选方法,开发并集成于BRF-TFI混合网格变形程序。以某型民机为算例,开展机翼后缘变弯度气动设计优化数值研究,验证了变形网格自动生成技术在多方式组合复杂变弯度机翼设计优化中的适用性。

摘要：目的:研究切口类型及修复体对上前牙美学区显微根管外科手术(endodontic microsurgery,EMS)后牙龈退缩的影响。方法:纳入53例上前牙美学区需行EMS患者,术后随访1年以上,分析性别、切口类型(沟内切口;龈乳头基部切口)、修复体情况(无修复体;有修复体)对上前牙美学区根尖手术后牙龈退缩的影响。结果:按纳入标准,共采集53例患牙临床冠及78例龈乳头数据,统计分析表明,术前及术后1年患牙临床冠高度(H1)、龈乳头高度(H2)及切缘龈乳头距离(H3)存在统计学差异(P <0.05)。性别和切口类型对术后牙龈退缩无显著影响。按修复体有无进行分析,临床冠高度变化(ΔH1)及切缘龈乳头距离变化(ΔH3)均有统计学意义(P <0.05)。结论:上前牙美学区患牙显微根尖手术术后存在一定程度牙龈退缩,修复体的存在会使牙龈退缩加重,影响前牙区美学效果。

摘要：分别介绍国内外相关优化软件系统的功能特点,指出面对飞行器优化设计存在的不足。对目前飞行器优化设计流程中的各个技术环节进行了介绍,并着重阐述了面向飞行器的优化系统在软件需求、数据组织、数据可视化、高性能计算、流程集成等方面的技术经验和方法,而且对这些方法在实际研究项目中的应用情况进行了阐述。在此基础上从软件的工程实用性、可行性性等方面进行了分析,并对后续发展做了展望。

摘要：针对民机增升构型失速特性的数值模拟,我们基于贪婪负载平衡算法的剖分工具对多块结构网格进行区域分割,在某新型超级计算机系统上完成求解软件的移植、优化和测试,采用2亿量级的计算网格开展大规模并行计算研究,测试完成了万核级负载平衡的网格区域分割,实现了增升构型失速特性的4 096核数并行计算,并行效率达到50%以上,提高了工程应用中对复杂流动现象的数值模拟能力。数值模拟结果加深了对增升构型失速流动机理的理解,可以为增升装置设计优化提供有意义的参考依据。

摘要：热化学非平衡流数值模拟是研究高温真实气体效应对高超飞行器的气动特性、热环境影响规律的重要方法。以开发基于结构网格求解器的高温真实气体效应数值模拟功能模块为目标,发展了气体组分的能量松弛时间计算方法,在原型系统基础上提出了平衡/非平衡流数值模拟的数据结构扩展和双温模型功能函数族开发模式,完成真实气体效应的双温模型功能模块开发。结果表明发展的能量松弛时间计算方法正确,数据结构扩展方法、开发模式适用于热化学非平衡流数值模拟求解器开发,本研究形成的功能模块可为热化学非平衡流对飞行器气动特性影响提供评估分析。

摘要：自行车作为一种新兴的绿色交通方式,具有灵活易存取、方便与其他交通方式无缝衔接等优点,有助于解决城市交通问题。但是如何对这种交通工具在规划和停放等方面加大管理力度,是当前需要思考的问题。针对自行车停放点不足问题,设计一种自动化立体式停车库来解决该项难题,该停车库包括机械传动部分和电气控制部分,通过利用两条链条在相同面积下的垂直高度上设置多个停车平台来增加停车位数,减轻因自行车停车位不足而引起的交通压力。

摘要：采用非定常正弦振荡和准定常旋转坐标系两种数值模拟方法,对F12全机模型三个攻角进行动态特性数值模拟,得到飞行器的纵向组合动导数和阻尼动导数,计算结果与试验数据对比具有良好的一致性,同时用无粘和粘性两种计算方程进行准定常旋转坐标系模拟,计算结果一致,表明两种数值模拟方法准确性高,计算速度快,可为设计提供快速可信的数据支持。

摘要：民机低速增升装置失速特性是具有挑战性的空气动力学难题之一,决定着飞机起、降阶段机翼处于流动分离或尾迹干扰状态时的操纵稳定性,是气动设计必须关注的重要方面。利用基于N-S方程的自研多块结构网格计算软件和混合网格计算软件,对NASA高升力梯形机翼标准模型开展了失速特性计算研究,系统评估了计算软件、计算网格、湍流模型等主要因素对失速特性的影响,获得了有效预测高升力构型失速特性的计算方案,并将其成功应用于工程实际,为增升装置失速特性计算评估提供了有意义的参考。

摘要：针对跨音速运输机经典算例DLR—F6翼身组合体模型,采用CFD方法对其气动特性进行了黏性流动数值模拟,流动模型为雷诺平均N-S(RANS)方程。首先采用"超立方体"概念生成绕DLR—F6翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,研究网格拓扑结构对气动特性的影响。在此基础上通过网格细分和粗分考查了网格密度对计算结果的影响,最后进行了湍流模型的影响研究。通过与实验数据对比分析,得出了适宜DLR—F6翼身组合体跨音速黏性流动的计算网格,并总结出了能较好模拟其跨音速流场特性的湍流模型。结果表明:网格拓扑结构的合理设计会对计算结果产生一定的影响。网格密度对机翼表面压力分布没有明显影响,但对阻力系数影响显著。湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对翼根处的分离也有一定的影响。SST模型计算的气动力系数比SA模型接近实验值。