摘要：基于叶素动量理论的对转涵道风扇桨叶设计方法虽然设计速度快,但设计精度不高。为提高设计方法的设计精度,同时保留设计的快速性,通过CFD计算对基于叶素动量理论的桨叶快速设计方法进行修正,提出一种耦合CFD修正的对转涵道风扇桨叶高效设计方法。通过CFD计算与修正设计的不断迭代,可使设计结果收敛至CFD计算结果,得到满足设计要求的桨叶。结果表明:MRF方法对对转涵风扇性能的求解精度不足,需采用非定常CFD方法。而通过CFD计算结果修正桨叶的拉力占比、入流角及叶素气动力后,对转涵道风扇总拉力设计精度提高10.4%,扭矩设计精度提高18.2%。文中提出的高效设计方法只需进行少量的CFD计算修正便能较好地满足设计要求,进行加速处理后,设计效率进一步提高25%。

摘要：基于动量叶素理论,推导同半径对旋风力机功率与前、后级轴向速度诱导因子的关系,结果与经典模型吻合;将单级风力机Wilson设计法发展为考虑级间干扰的对旋风机设计法,实现以环形微元盘面功率系数最大为目标,前、后级轴向和环向诱导因子为变量的优化设计,并完成2 k W单级和对旋风力机设计实例。最后采用CFD方法验证对旋风力机实验结果和设计结果,数值计算表明,设计工况下,对旋风机的风能利用率(46.32%)高于单级风力机(41.44%),并分析了数值预测的风能利用率与理论最佳值(64.00%)和(59.26%)的差异。

摘要：基于叶素动量理论及涡流理论的螺旋桨快速设计方法,由于设计采用的叶素气动力与真实情况存在差异,设计的螺旋桨存在拉力偏差,且不能保证较高的效率。为解决此问题,采用螺旋桨数值模拟的结果对设计进行修正。假设桨叶叶素最大升阻比对应的气动力沿径向相同,可通过数值模拟结果反解该气动力,再根据所得气动力进行螺旋桨的重新设计,建立耦合CFD修正的螺旋桨快速设计方法。结果表明,对于太阳能无人机小型螺旋桨的设计,本文设计方法一方面能够较好地满足拉力要求,另一方面相比于传统设计方法螺旋桨效率可提高2.75%。在采用代理优化的方法对螺旋桨翼型进行优化后,相比于传统设计方法螺旋桨效率进一步提高了3.95%。且该方法只需进行少量的CFD计算即可,相比于直接采用数值模拟优化螺旋桨的弦长及扭转角分布,设计周期更短。

摘要：从螺旋桨设计出发,通过设计合适的螺旋桨,得到有利的螺旋桨滑流形式,进而改善螺旋桨/机翼构型中机翼的气动特性。通过改变螺旋桨径向拉力分布控制螺旋桨滑流,提出一种根据给定拉力分布进行螺旋桨设计的方法,并验证方法的可行性。将最小能量损失设计的螺旋桨与不同拉力分布形式设计的螺旋桨应用于多螺旋桨/机翼构型中,研究螺旋桨变化对其后机翼气动特性的影响。结果表明:通过改变螺旋桨拉力分布能够改变螺旋桨滑流,进而改变后方机翼的气动特性。拉力分布较为和缓的螺旋桨,虽其本身效率有所下降,但能够对后方机翼带来增升减阻的效果,相比于最小能量损失设计结果,升阻比可提高9.94%。

摘要：给出了基于双椭圆弧的中弧线方程式,并推导了由茹可夫斯基翼型公式拓展得到的厚度分布方程式,通过将指定的厚度分布均匀布置在中弧线上得到了一种新的翼型设计方法.该方法通过8个参数控制翼型的型线,其中4个参数具有明确的几何意义,其余4个参数可局部调整翼型的型线.利用Modefrontier优化平台将翼型设计程序与气动性能预测程序集成在一起,实现了翼型的优化设计,并以E387翼型为参考设计了一款翼型.结果显示,新翼型的气动性能相对于参考翼型有了显著的提升。研究表明,本文提出的翼型设计方法能够帮助设计者主动的对翼型的几何特征参数进行精准控制,并更好的理解设计过程,弥补了现有的翼型设计方法在主动进行几何特征参数控制上的不足。

摘要：针对微小型电动垂直起降无人机(VTOL mEUAV),分析其设计难点,通过理论分析提出了一种基于特殊参数的总体设计方法,并基于算例进行了特殊参数的计算和影响分析。从翼载荷的选择、起飞总重迭代估计、无人机的平衡与操纵分析和飞翼布局设计方面详细阐述总体设计方法的过程,并针对特殊设计的一套动力系统X型飞翼尾坐式垂直起降无人机,进行功重比、动力系统工作点特性匹配及动力系统安装角等特殊参数的选择和影响分析,最终基于设计结果进行原理样机制作与飞行试验,证明了设计方法的有效性。研究结果表明,不同设计目标会引起翼载荷的选择和功重比的变化,螺旋桨与电机的匹配特性极大地影响动力系统效率与能源选择,合理选择动力系统的安装角与偏转方向可在基本不影响整体性能的情况下有效地改善操纵特性。

摘要：对于翼型气动隐身设计问题,设计变量的配置对设计结果影响很大,而简单地增加设计变量不能保证得到理想的结果。提出一种适用于代理模型全局优化的自适应参数化方法:利用全局敏感性分析方法——基本效应法,得到设计空间关于目标函数的敏感区域信息,并以此为根据增加设计变量;利用节点插入算法将低维样本在高维空间内进行重构,避免了重新取样的工作量。相对于传统固定设计空间维度方法,自适应参数化方法在设计空间的敏感区域扩展维度,能够更加精准地描述外形并反映目标的变化趋势。通过飞翼布局翼型的气动隐身优化算例,证实自适应参数化方法可以大幅提高优化设计质量和效率。

摘要：C-HGB(Common Hypersonic Glide Body)作为美国现今试验成功率最高的高超声速滑翔飞行器已被美国防部列入重点发展项目,并预计发展为三军通用武器。本文针对此类"球+双锥+弹翼"的气动外形和隐身性能进行了研究。采用考虑交互作用的正交设计进行了多约束下参数敏感性分析,并采用改进的基于DE差分变异算子的具有自适应学习机制的优化算法进行气动优化,对优化后的外形采用简单高效的锐边化设计,在提高升阻比的同时可降低雷达散射截面积,极大提高突防能力。锐边设计改变了弹体部分表面温度分布,降低制造成本的同时对热防护系统的设计和红外隐身具有一定积极意义。结果表明:锐边化设计可以得到较好的气动隐身性能,是未来高超声速滑翔飞行器的潜在设计方案。

摘要：先进的气动优化设计思想与方法,对于提升大型民机气动与综合性能具有至关重要的意义。探讨了大型民机超临界机翼气动优化设计的基本准则和要点,并结合代理优化算法,提出了一种面向工程应用的多轮次高效全局气动优化设计方法。首先,通过一系列解析函数/翼型/机翼优化测试算例进行了验证。其次,将所提出的方法与人工修型相结合,开展了针对宽体客机超临界机翼的两轮气动优化设计,使其气动性能得到显著改善。最后,采用不同的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器对安装优化机翼的全机巡航构型进行了典型状态的气动性能综合评估。研究结果表明,所提出的代理优化算法具有很高的优化效率、较强的约束处理和全局优化能力;将所发展的基于代理模型的多轮次气动优化设计方法与人工修型相结合,能够获得满足设计要求的气动外形,验证了该方法在大型民机超临界机翼气动设计中的有效性和工程实用性。

摘要：采用随机响应量的前四阶统计矩来度量目标函数和概率约束条件的稳健性,通过引入"权重因子"来确定新构造的目标函数中原函数和敏感系数的比重,利用加权组合法将稳健优化设计这一多目标优化问题转化为单目标问题,从而建立新的基于高阶矩的稳健优化设计数学模型.矩估计方法可高效地评估目标函数和概率约束条件的统计矩,且不需要搜索技术,因此不构成嵌套循环(即稳健优化过程是单循环的),从而可以大大降低优化的计算工作量.对多个桁架结构进行了确定性优化设计、可靠性优化设计、传统的和该文所提的稳健优化设计,验证了所建立的基于高阶矩的稳健优化设计数学模型的合理性和正确性,比较并解释了计算所得的优化结果.