摘要：变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵面配平能力的影响,基于全局优化方法研究了不同机翼后掠角和机翼位置的BWB构型上后缘变弯度技术的减阻原理和作用效果。结果表明:在不同升力系数下,配平阻力损失都显著减小变弯度技术的减阻收益。BWB平面参数通过影响激波强度与配平能力,左右变弯度技术的减阻收益并影响舵面偏转角度。相比于基准构型,增大后掠角会使得小升力系数下减阻收益增加、大升力系数下降低;而机翼位置靠前,则会使得不考虑力矩配平时减阻收益增加、考虑力矩配平时阻收益降低。工程上进行无尾飞行器后缘变弯度设计时,应综合考虑后缘变弯度的减阻收益以及变形所需的舵面偏转角度。

摘要：为了简化翼型反设计的过程,基于注意力机制设计了一个端到端的,应用于翼型反设计的深度学习模型,该模型可以学习到翼型曲线和压力分布之间的联系,直接输入压力分布图像就可以得到与之对应的翼型图像。生成了6561组样本,其中6000组样本用于训练,561组样本用于验证。实验结果表明:该模型在验证集上的方均根误差为0.0023,平均相对偏差为2.53%,训练耗时743.4 s,验证耗时12.18 s,预测一个翼型曲线平均耗时0.0217 s,由此表明该模型具有较高的精度和效率。

摘要：耐高温防热结构性能评估与设计是保障高速飞行器热安全的重要前提,精确预测真实飞行条件下防热结构非稳态热响应特性至关重要。以典型陶瓷基复合防热结构(CMC)为研究对象,分别基于有限体积法(FVM)和有限差分法(FDM)开展了飞行器前缘外流场计算以及对流辐射耦合条件下CMC材料代表单元体(REV)模型与等效模型热响应过程模拟,对比分析了瞬时气动热载荷条件下CMC材料非稳态热响应特性。研究表明:REV模型的热响应在流热耦合条件下反映出更为复杂的时空分布特性,在给定的高速飞行条件下,气动热载荷条件为150.34 kW/m2,相较于等效模型,其壁面最大温差可达21.78 K,且热流差极值延后温差极值2.39 s出现;结构内部温度分布与基体和纱线的空间分布及热物性强相关,沿厚度方向温度梯度呈逐渐衰减的“振荡”波形。相关研究结论可为飞行器热防护系统低冗余设计及热环境精确预测提供重要理论参考。

摘要：热气防冰系统表面温度是衡量防冰系统性能的重要指标。本文采用松散耦合计算热气防冰系统表面温度,在机翼防冰热载荷和防冰腔内部对流换热计算的基础上,分析机翼蒙皮表面的内外耦合传热过程,得到机翼防冰区域的温度和溢流水分布。提出了一种周期性溢流水边界,改进了现有的松散耦合计算热气防冰系统表面温度的方法。该周期性边界考虑展向相邻防冰区域的影响,避免了由于机翼后掠角导致的蒙皮表面溢流水流入边界设置不合理的问题。研究表明,周期性溢流水边界条件对湿态防冰工况的计算结果影响很大,溢流水区域的表面温度会显著降低,更接近实际防冰系统工作状态。本文方法可为机翼热气防冰系统设计和校核提供一定参考。

摘要：高马赫数(Ma>2)武器舱剪切层更强、更稳定,其噪声产生机制与通常的亚、跨、超声速武器舱流动不同,导致用来抑制空腔噪声的流动控制措施也不同。分别采用数值模拟和风洞试验2种手段,研究了圆柱形机身和马赫数对空腔流动特性的影响,以及前缘锯齿、前缘立柱、前缘横柱、前缘挡板等不同被动流动控制措施对高马赫数武器舱声压级特性的影响,为高马赫数武器舱的流动控制措施设计和研究提供参考。研究表明:圆柱形机身对空腔底部的压力分布会产生影响,压力分布的不均匀性增大,后壁附近的压力峰值增大;对通常的亚、跨、超声速武器舱流动较为有效的被动流动控制措施,对高马赫数空腔流动效果不明显,甚至会加大武器舱内的噪声等级,需要开展更为深入的研究,以设计更为有效的流动控制措施。

摘要：针对传统特征结构配置方法鲁棒性不强的缺点,提出一种基于L1自适应补偿器的鲁棒特征结构配置方法.将总控制器分成特征结构配置控制器和L1自适应补偿器,前者用于保证系统稳定和满足性能指标,后者用于抵消系统中的不确定性;给出各控制器的详细设计步骤,并对总控制器的稳定性和性能进行分析;将所设计的控制器用于飞行器姿态角控制,并与传统特征结构配置控制器进行比较.仿真结果表明,所提出的鲁棒特征结构配置控制方法能够在保证系统性能的同时显著提高系统的鲁棒性.

摘要：针对计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)大规模并行计算的需要,我们设计了适用于任意网格类型的并行计算框架风雷(PHengLEI)软件,同时支持结构网格、非结构网格和重叠网格.为了实现并行通信与网格类型无关且与物理求解器开发者隔离,我们设计了通用的通信模式和一种基于网格块的“三合一”的数据交换模式,即将多块结构网格块、并行分区网格块和结构/非结构网格块间的交界面数据完全标准化为数据底层后,在数据底层统一进行交换,使得数据交换不依赖于网格类型和数据类型,从而实现任意网格类型并行通信模式的统一.作为气动数据生产的“数值风洞”,要求代码将并行隔离至底层,为此针对主流计算机系统的特点,设计了粗粒度MPI/OpenMP混合并行模式,领域专家只需关注求解器开发而无需关注并行通信,在提高可移植性、可扩展性的同时尽可能兼顾封装性.针对大规模并行计算的实际工程需求,设计了并行分区、大规模并行文件存储模式,以缩短前置处理和文件I/O时间.最后,分别基于结构网格、非结构网格和重叠网格,给出了工程应用领域的标模算例,以说明PHengLEI并行计算框架对不同网格类型的适应性.大规模网格测试结果表明,国产定制集群上16.38万核并行效率达83%以上,“天河二号”上近10万核并行效率达95%以上,展现了较好的可扩展性和并行计算效率.

摘要：背负式进气口结合大S弯内管道的进气系统设计方案,由于其良好的隐身特性,在各类作战飞机上得到了广泛应用。利用自主开发的大规模并行流场解算器,对某带鼓包的背负式大S弯进气道流场特性及参数影响规律进行了一体化数值模拟研究。首先介绍了采用的数值模拟方法,通过大S弯进气道模型,验证了程序对进气道内分离流动预测的可靠性;在此基础上,对带鼓包背负式大S弯进气道在超声速来流情况下入口激波分布、进气道内部流动情况以及出口流场的气流品质进行了分析,对比分析了不同鼓包高度和唇缘后掠角对进气道性能的影响,结果显示:进气道内独特的S弯设计,会导致流动分离和二次流,造成总压损失;不同外部几何参数对进气道性能影响很大,在一定范围内,适当降低鼓包高度或减小唇缘后掠角,有利于进气道性能改善。

摘要：采用正交试验设计方法生成初始数据库,建立二次多项式响应面近似模型,以最大巡航距离为设计目标,机体/推进一体化外形参数和巡航弹道参数为设计变量,对高超声速飞行器进行了多约束多学科的并行子空间优化设计.优化设计获得了多学科融合条件下的最优化外形和弹道参数,可作为飞行器进一步详细设计的参考方案.

摘要：为了在压气机通流设计阶段考虑叶片弯掠效应,开发了基于流线曲率法的通流设计程序,提出一种基于四次多项式的任意中弧线叶片造型方法,并推导了任意回转面上的中弧线表达式。以此方法为基础,采用通流设计与叶片造型相互迭代的方式开展大流量跨声速风扇设计研究。此风扇级的设计点为巡航状态,设计流量为155kg/s、压比为1.54。研究结果表明:在设计状态,此风扇级的总压比为1.545,转子和级效率分别为0.939、0.916;在设计转速下,失速裕度为17%,转子和级最高效率分别为0.945、0.923;在起飞状态,流量接近440kg/s,效率与巡航状态相当,压比高于巡航状态。