摘要：针对滑油中磨粒形状复杂且尺寸大小不一,传统滑油磨粒检测方法存在时效性差、检测尺度小、精度低、非铁磁性磨粒不能检测等缺点。研究航空发动机滑油磨粒浓度在线检测技术。设计连续流微流控芯片图像采样方案,构建滑油图像采样系统;基于YOLOv3模型,设计SER算法,优化模型的推理置信度阈值;通过滑油磨粒浓度测试分析滑油图像采样偏差和模型误差。结果表明,该系统能够检测较宽尺度范围的磨粒浓度,且单次检测耗时较快,仅13.42 s。在置信度0.95下,总体磨粒浓度误差能够控制4.16%内。

摘要：高超声速内转式进气道因具有高压缩效率、高流量系数等优点受到广泛关注。目前,通过传统设计方法构造的内转式进气道性能具有较大提升空间。为此,提出了一种基于遗传/梯度混合优化策略的高超声速内转式进气道设计方法,并在马赫数6工况下,采用该方法完成了内转式进气道的设计。首先,基于遗传优化问题开展基准流场全局构型设计,得到了性能良好基准流场的Pareto前缘,选取其中典型双入射激波基准流场,并以此为基础设计了双入射激波内转式进气道;其次,基于伴随梯度优化问题对上述双入射激波内转式进气道进行型面精细化设计,得到了性能进一步提升的进气道;最终,相较于传统正设计方法生成的内转式进气道,采用本文设计方法构造的内转式进气道性能参数大幅提升,其流量系数提升了2.33%、总压恢复系数增大了13.15%、增压比提高了7.90%、畸变系数DC60下降了3.70%。其中,全局构型设计阶段通过基准流场中心体半径、出口半径等总体参数的设计,确定了性能最优基准流场的全局构型;进气道型面精细化设计阶段通过局部型面的起伏变化,增强了流量捕获与隔离段激波系的增压,减弱了第2道入射激波的总压损失、流向涡以及隔离段激波边界层干扰造成的流动分离,进而使得隔离段的总压损失减少、出口流动更均匀。

摘要：发展了高阶梯度理论,通过与已发表的结果和三维有限元解对比,验证了本文理论模型的准确性和高效性。通过分析功能梯度结构力学行为后发现,使用合适的分布构型可以显著提升封严结构的面内刚度和弯曲刚度。此外,提高碳纳米管体积分数也可有效提高功能梯度结构刚度。本文为碳纳米管增强封严结构力学行为分析提供了准确高效理论模型,为合理使用碳纳米管增强封严结构提供设计方案。

摘要：随着全球贸易的发展,浮升一体化混合飞艇是全球远距离、大载重运输平台的重要选择,逐渐成为国内外研究热点。为了提高浮升一体化飞艇的运输效率,对其布局及参数敏感性进行了研究。针对艇身布局和尾翼布局进行了探讨,提出了几种高升阻比布局的艇身和尾翼型式。同时,进行了设计参数对气动特性影响的敏感性分析,结果表明,艇身宽度对飞艇升力系数、阻力系数和最大升阻比的影响最为明显,其相对敏感性系数为尾翼纵向位置和倾斜角的近十倍;尾翼倾斜角对飞艇力矩系数的影响最大,其相对敏感性系数为艇身宽度的两倍多。

摘要：针对吸气式高超声速飞机飞/发一体布局面临的多学科耦合问题,提出了一种基于飞行任务需求、考虑气动/轨迹/控制等学科的内外嵌套2层多学科优化设计方法。首先,以航程或航时等飞行性能为优化目标、飞行可控为约束、SQP为优化算法建立了外层飞行器外形参数优化方法。其次,采用RANS方法对选定外形开展气动特性评估,并基于所得气动数据建立了几何参数到气动特性的映射模型。随后,在基准动力数据(初始构型动力数据)的基础上,建立了考虑前体参数及尾喷管参数影响的冲压发动机推力模型。然后,以与外层相同的性能目标为优化目标、飞行可控为约束,选用直接打靶法、SQP算法分别作为轨迹离散策略与优化算法,建立了内层轨迹优化方法。最后,将内、外层优化相结合,并通过采用自抗扰控制技术开展飞行轨迹可控性评估,实现了适用于飞/发一体高超声速飞行器的内外嵌套2层多学科优化设计方法。以类SR-72高超声速飞机为对象,针对典型前体/进气道一体化参数和后体/尾喷管一体化参数,开展了以航程最优为目标的优化设计。优化结果表明:在整个飞行任务中,优化设计外形在初始外形基础上最大航程增大了28.98%,性能得到显著提升,验证了所提出的气动/轨迹/控制多学科优化设计方法的有效性。

摘要：飞翼布局飞行器由于具有气动效率高的优势,将成为未来航空飞行器发展的主流方向,然而结构质量限制了其性能的进一步提升,结构优化是实现结构减重的重要技术。以飞翼布局飞行器内部结构为研究对象,建立拓扑优化模型,以柔顺度作为目标函数,探究飞翼布局飞行器全机内部结构的最优布置方式,分析弯曲梁构件在飞翼布局飞行器结构优化中的作用和减重机制,根据拓扑优化结果建立重构模型,同时依据Boeing第二代结构设计建立标准模型,使用尺寸优化评估重构模型相较于标准模型的减重效果。结果表明:在等柔顺度时,重构模型相比标准模型质量减少14.53%;在等质量时,重构模型相比标准模型全机柔顺度降低47.90%,并减少了44.87%的z向最大位移,拓扑优化减重和增加刚度效果显著,验证了弯曲梁构件的减重作用。研究结果可为飞翼布局飞行器结构减重优化奠定基础,建立的优化评估机制可为飞翼布局飞行器的内部结构设计提供参考。

摘要：基于计算流体力学(CFD)的非定常气动力降阶模型(ROM)可以极大提高气动弹性分析效率,然而现有的ROM只能针对固定参数结构,即只适合于固定模态振型,这使得现有ROM在气动弹性优化设计和不确定性分析等结构变参问题中应用受限。针对该问题,在文献[20]基础上提出了一种新的适用于任意模态振型的非定常气动力建模方法。首先将待设计/分析的结构进行参数化抽样和模态分析,之后通过主成分分析(PCA)得到若干基振型,再将这些基振型线性叠加即可拟合抽样空间内任何参数下结构的前若干阶振型。当结构参数改动时,仅仅是叠加系数发生变化。算例表明,仅用很少的基振型就能达到理想的拟合精度。经典的气动力降阶方法可用于基振型坐标下的气动力降阶,进一步变换可得到适用于不同结构的ROM,这意味着,结构参数可以在抽样空间内任意调节改动,而ROM却是通用的。该方法能广泛用于气动弹性优化设计和不确定性分析工作,可提高颤振分析精度和效率。

摘要：基于叶素动量理论、升力线及面元法等的涵道螺旋桨桨叶设计方法,由于方法本身存在诸多简化,故设计结果一般同真实性能存在一定偏差。而基于更为准确的CFD求解方法所进行的设计及优化设计等,由于需进行大量CFD计算,设计效率偏低。因此,为使设计具备快速性的同时也具备较高的准确性,基于叶素动量理论,通过CFD计算对设计进行修正,提出一种涵道螺旋桨桨叶高效设计方法。在设计过程中通过对入流角及迎角进行修正,提高了设计的精度,而修正系数通过CFD结果反解得到。初步设计后,经过修正系数求解、再设计进行迭代,可快速得到满足设计需求的涵道螺旋桨。对不同状态涵道螺旋桨的设计表明,该设计方法基本进行2次CFD计算与再设计便可满足设计要求,设计高效的同时具有较好的设计精度。

摘要：结合某垂直起降无人机对螺旋桨的总体设计要求,分析了同时满足两个设计点的螺旋桨设计难点,完成了对所设计螺旋桨性能要求的验证,探究了两个设计点对螺旋桨设计性能的影响及影响因素,获得对设计的指导性结论.通过CFX软件进行悬停和巡航状态下的数值计算,并与其车载试验结果进行对比,结果表明:设计螺旋桨可满足设计要求,且数值模拟与车载试验结果基本吻合,误差不超过11%.将设计螺旋桨与单个设计点的旋翼或巡航螺旋桨进行对比,分析影响因素,发现两个设计点将会降低螺旋桨在每个单独设计点的工作性能,且通过减小起飞总质量和巡航速度、增加动力系统个数和功率来缩小设计点间差异可降低设计难度和性能损失.

摘要：大型民用客机的气动设计具有巡航马赫数高、部件间流动干扰复杂、外形精细化修形难度大等特点,完全依靠人工试凑法进行气动设计工作量巨大。基于高可信度数值模拟的优化设计技术可以对该类问题进行自动寻优设计,给设计师提供有力参考,因此在大型民用客机气动设计中发挥着越来越显著的作用。首先,以大型民用客机为背景,总结了民机气动设计中的关键科学问题,指出了梯度优化设计方法在民用客机不同优化设计问题中的适用性,并进一步对梯度求解中的伴随方法理论进行了详细介绍。然后,分析了基于伴随理论的气动优化设计方法以及气动结构多学科优化设计方法在民用客机设计中的研究进展,其中气动优化设计方面着重突出了复杂全机多部件气动外形优化设计方法以及飞机/发动机一体化优化设计方法。最后,对基于伴随理论的气动优化设计方法在大型民机中的应用进展进行了提炼,对未来发展趋势进行了展望与建议。