摘要：Modeling of unsteady aerodynamic loads at high angles of attack using a small amount of experimental or simulation data to construct predictive models for unknown states can greatly improve the efficiency of aircraft unsteady aerodynamic design and flight dynamics *** this paper,aiming at the problems of poor generalization of traditional aerodynamic models and intelligent models,an intelligent aerodynamic modeling method based on gated neural units is *** time memory characteristics of the gated neural unit is fully utilized,thus the nonlinear flow field characterization ability of the learning and training process is enhanced,and the generalization ability of the whole prediction model is *** prediction and verification of the model are carried out under the maneuvering flight condition of NACA0015 *** results show that the model has good *** the interpolation prediction,the maximum prediction error of the lift and drag coefficients and the moment coefficient does not exceed 10%,which can basically represent the variation characteristics of the entire flow *** the construction of extrapolation models,the training model based on the strong nonlinear data has good accuracy for weak nonlinear ***,the error is larger,even exceeding 20%,which indicates that the extrapolation and generalization capabilities need to be further optimized by integrating physical *** with the conventional state space equation model,the proposed method can improve the extrapolation accuracy and efficiency by 78%and 60%,respectively,which demonstrates the applied potential of this method in aerodynamic modeling.

摘要：针对飞翼布局翼型气动隐身综合设计问题,开展基于飞翼布局内外翼不同设计要求的翼型气动隐身综合优化研究。采用改进后的Hicks-Henne参数化方法实现翼型的参数化表达;分别采用基于雷诺平均N-S方程求解的计算流体力学方法及物理光学法和增量长度绕射系数法为基础的RCS分析方法计算翼型的气动、隐身性能;选择分层交换差分粒子群算法进行综合寻优设计研究。优化后的翼型兼顾了气动与隐身的要求,其综合性能优于原始翼型,满足飞翼布局的设计要求。结果表明该方法具有较好的实用性。

摘要：以某涵道风扇系统模型为研究对象,基于滑移动网格技术,建立了非定常气动力计算方法,并用风洞试验对其进行了验证分析。并在此基础上计算分析了影响涵道风扇系统气动特性的黏性效应、桨-涵道间隙以及桨盘位置等因素。结果表明,黏性效应代表了桨尖和涵道之间附面层干扰的大小,考虑黏性效应能够提高气动力计算的准确性;桨-涵道间隙决定了螺旋桨影响涵道的效果,间隙越小,影响越大,在涵道产生的附加拉力越大;桨盘位置则决定了进入螺旋桨的流场品质和桨-涵道间隙,合理的位置应保证涵道截面对气流的整流效果最佳且间隙符合设计要求。

摘要：针对无附面层隔道超声速进气道(DSI)气动隐身多目标优化设计问题,以DSI进气道三维鼓包压缩面(bump)为设计对象,开展DSI的气动、隐身多目标优化设计研究。采用自由曲面变形(FFD)方法实现DSI进气道bump面的参数化表达;分别采用基于雷诺平均N-S方程的计算流体力学方法(CFD)及大面元物理光学法(LEPO)配合一致性几何绕射理论(UTD)计算边缘绕射场的RCS分析方法计算DSI进气道的气动、隐身性能;选择结合基于动态超体积期望改善(EHVI)加点的动态Kriging代理模型与ASMOPSO算法的高效多目标粒子群算法对DSI进气道进行综合寻优设计研究。在较少的调用真实目标函数的情况下,获得了比较优秀的Pareto前沿,通过对所选解的分析比较可知优化后的DSI进气道在气动及隐身方面均优于原始构型。

摘要：基于CFD方法,对于飞行器的动导数精细单独求解方法进行了研究。以纵向为例,使用基于刚性动网格技术的小幅度强迫俯仰振荡方法来辨识纵向的组合动导数,进一步使用小幅度升沉振动法求解时差动导数以及采用圆环域入口附加线性变化速度的方式来模拟定常拉升运动求解阻尼导数2种方法实现动导数的分开单独求解。对国际动导数标准模型Finner导弹进行了计算验证,纵向力矩系数组合动导数以及各单项动导数值与风洞试验以及文献结果吻合较好,使用通过准定常拉升运动求解阻尼导数实现动导数分开求解的方法具有耗时少、精度高的特点,这些方法都能够推广到横航向,实现各个方向的动导数精细单独模拟,为飞行器动态气动设计提供依据。

摘要：多目标的粒子群算法(MOPSO)在各个领域的优化设计中得到了广泛应用及改进,但是目前仍然存在着在进化后期容易陷入局部最优导致收敛精度低、解的多样性差等问题。引入α-stable分布理论,发展建立了一种新的基于α-stable动态变异的多目标粒子群优化算法(ASMOPSO)。通过α-stable分布生成随机数对PSO算法的种群进行变异操作,增加种群的多样性,在算法中动态调整稳定性系数α实现变异范围和幅度的变化,从而使得改进的ASMOPSO算法具有兼顾计算精度和全局寻优的能力。使用ZDT系列无约束函数和带约束的Tanaka及Srinivas函数对改进前后的算法进行了测试,结果显示出了ASMOPSO算法的快速全局寻优性能。将改进后的算法应用到RAE2822跨音速翼型的减阻和力矩绝对值不增大的综合优化中,得到了较好的多目标气动优化结果。

摘要：高空超长航时飞行器在宽视域侦察、通信中继、应急救灾等领域具有重要的应用价值,为了实现真正意义上的超长航时飞行,充分利用5.8 GHz微波远距传输、低衰减等优势,提出了一种基于地面分布式微波能量驱动的高空无人飞行系统。该飞行系统主要包括飞行端(接收整流天线)、分布式发射端、以及天地互联高精度导引跟踪系统。其中,接收整流天线采用共面波导馈电的微带贴片天线,将接收天线和整流电路分别设计在一层介质基板两侧,整流电路基于共面波导的直通滤波器优化设计,形成圆极化整流阵列,仿真结果表明该方案对微波的转换效率可超过50%。接收整流天线以近似复合夹层结构与机体融合,在机身下部平坦区域形成可替代圆形天线区域,平台在该区域使用后加载-平坦下翼面翼型,外翼段使用优化的高升力翼型,保证了一体化平台的整体效能。发射天线采用化整为零的分布式发射阵列由伺服系统驱动跟踪飞行平台,在18 km高空形成微波合成覆盖区,通过仿真证明波束收集效率最高可达80%以上。跟踪导引采用分布式定位策略,融合扩展卡尔曼滤波可以实现高空30 m定位误差的超高精度定位。设计完成了1∶6.7的缩比系统验证试验,利用缩比飞行平台以8 m飞行高度穿越80 W单一发射天线微波覆盖区,成功实现能量传输,验证了系统设计原理的可行性。

摘要：开展了载人垂直起降飞行器使用的涵道螺旋桨系统在地面效应影响下的气动特性分析研究工作。基于地面试验和结合滑移网格技术的CFD方法,对比分析了不同近地高度下的涵道螺旋桨拉力和功率特性,并通过CFD计算结果较为详细地揭示了地面效应的影响机理。结论表明,地面的存在形成了阻滞涵道出口喷流的高压区和向上的反弹气流,共同影响了整体的气动特性,使得系统的整体拉力减小,所需功率增大。受高压阻滞气流影响,螺旋桨拉力增大,而反弹涡环吸入唇口后,减小了涵道的拉力。随着近地高度的增大,地面效应影响减弱,且功率恢复较快,而整体拉力恢复相对滞后。综合来看,地面明显地影响了涵道螺旋桨系统近地悬停状态的气动效能,需要在进行气动和总体方案设计时予以重点考虑。

摘要：为探究大机动飞行时埋入式进气道的稳、瞬态气动特性之间存在的差异,本文以巡航导弹为研究对象,采用CFD数值方法对埋入式进气道进行稳、瞬态分析。研究表明:大机动过程中瞬态与等效稳态计算结果的趋势保持一致,但结果存在一定差异。当弹体及进气道作周期性俯仰运动时,瞬态与稳态计算的总压恢复系数相差最大时约为2%;当弹体及进气道作周期性偏航运动时,瞬态与稳态计算的总压恢复系数相差最大时约为7%。同时,在瞬态计算结果中存在明显的迟滞效应,该迟滞效应随着机动过程中角速度的增大而更加明显。

摘要：现代启发式智能算法存在全局与局部搜索能力的平衡问题,针对此问题,采用双种群进化策略和信息交流机制,提出一种基于粒子群算法和人工蜂群算法相结合的新型混合优化算法——MABCPSO,并分别进行函数测试和翼型的气动优化设计验证。结果表明:MABCPSO新型混合优化算法具有更好的寻优能力,相比粒子群算法和人工蜂群算法,该算法能以更少的进化代数分别提高1.7%和2.2%的减阻效果。