摘要：针对分布式动力垂直起降飞行器,提出了综合理论模型和工程经验假设的分布式动力翼-诱导翼面布局的推进-气动耦合模型,实现了对垂起-过渡-巡航全飞行包线内分布式动力翼-诱导翼面气动性能的实时快速计算。结合涵道流场模型和涵道推力增强系数发展了涵道喷流速度的快速计算方法,针对有/无动力输入状态完成了基于动量理论的推进-气动耦合模型推导,进行了推进-气动耦合模型特性分析,并开展了典型飞行工况下的CFD仿真校验与分析。结果表明,所建立的分布式动力翼-诱导翼面的推进-气动耦合模型具有较高精度,计算速度很快,能够满足动力学系统分析和飞行控制系统设计时的实时计算需求。

摘要：针对由于公差设计不合理而导致的服役于复杂工况的机械装备性能下降等问题,提出一种综合考虑制造与装配误差的机械产品装配精度分析方法。该方法首先利用有限元分析机械装备零部件装配误差导致的变形,并提取发生形变的关键特征面;然后基于新一代几何技术规范(GPS)将特征面的变形转化为尺寸与形位公差数据,并与设计公差进行叠加,实现变形—误差—公差的转换;随后基于雅可比旋量理论,构建综合考虑制造与装配误差的公差分析模型支撑机械装备的公差精量化设计;最后以某型机载作动筒为工程应用对象,对比分析了是否考虑受力变形条件下装配精度分析的结果差异,结果显示该方法相较于原有方法具有更高的计算准确性,能为精密机械产品精度设计提供更加准确的指导。

摘要：针对现有飞行器复合材料蒙皮难以兼顾承载性能和吸波性能的问题,利用碳纤维预浸料独特的力电特性构造了碳纤维双极化吸波层合结构(carbon fiber dual⁃polarized absorbing laminated structure,CFDALS).通过在玻璃纤维层合结构中引入双向碳纤维阵列结构,赋予层合结构双极化电磁波吸收特性,同时利用碳纤维反射层优异的承载性能来增强结构力学性能.电磁仿真结果表明,该结构对TE极化电磁波在8~18 GHz频带、0°~45°入射角,同时对TM极化电磁波在5~18 GHz频带、0°~60°入射角下平均吸收率均达到90%以上.三点弯曲仿真结果表明,结构在实现双极化电磁吸波的同时,在碳纤维阵列两个排列方向上表现出较高的比弯曲强度、比弯曲刚度.通过在玻璃纤维预浸料中引入双向排列的碳纤维预浸料并进行一体化设计,在结构具备双向优异承载性能的同时实现了双极化电磁吸波性能的显著增强,为飞行器蒙皮隐身承载一体化设计提供了一种新的解决方案.

摘要：起落架磁流变缓冲器是根据磁流变效应设计的一种半主动式缓冲器,可以通过调节励磁线圈电流来改变缓冲器的阻尼,从而减缓起落架的着陆载荷。本文设计了一款带开关控制的起落架磁流变缓冲器,对磁流变缓冲器的电路动态响应进行测试。针对电路响应时间延迟问题,提出并设计出带局部负反馈的开关控制器,通过调节磁流变缓冲器励磁线圈电流,以减缓着陆载荷,并通过落震实验验证了对着陆载荷的减缓效果。落震实验结果表明,使用带局部负反馈的开关控制方法,与磁流变缓冲器励磁线圈未通电时(即常规油-气式缓冲器)相比,落震载荷峰值降低10.3%.

摘要：针对当前民机系统功能设计过程中缺乏形式化描述、模型复用性不强与动态模型建立不足等问题,将基于模型的系统工程(MBSE)理念引入民机系统设计过程中,提出了一套基于系统建模语言(SysML)的民机系统功能设计方法。首先定义用例模型,抽象出系统的顶层功能愿景,进而开展功能的分解分配与系统静态功能模型的构建;接着建立系统的功能流模型,然后进行功能泳道划分与功能交互序列构建,从多角度分析系统的行为特性,在此过程中结合活动图、泳道图和序列图构建系统的动态功能模型;最后给出系统的结构接口实现,形成一套逻辑性强的完备的功能设计方案。以民机航电系统为例进行功能设计,结合SysML建立航电系统的功能模型,验证了该方法的可行性与有效性,适用于民机系统的功能设计。

摘要：随着民用飞机技术精细化和产品复杂性的提高,民用飞机设计已从传统的基于文档的系统工程转变为基于模型的系统工程,系统表达也从以文档为中心转变为以模型为中心。为进一步提高民用飞机设计中系统建模的模型质量与正确性,进而缩短设计的开发周期与成本,探究以模型驱动及验证为主导的系统工程方法在民用飞机设计领域的适用性,建立民用飞机设计的系统工程框架,用以支持民用飞机的可靠设计与高效交付。以Harmony SE建模方法为切入点,介绍其工作流程和建模思想;分析民用飞机在系统工程实践中出现的突出问题,说明Harmony SE方法在民用飞机系统工程领域的适用性,建立民用飞机设计的系统工程实践体系;以油箱增压组件为研究对象,应用实践体系开展组件级系统工程实践。结果表明,文中所提出的民用飞机设计系统工程体系和方法能够正确合理地分配设计需求并建立完整的系统模型,有助于提升现阶段民用飞机设计的效率与准确性。

摘要：凹坑构型是疏水材料中常见且重要的结构形式,认识和揭示此类凹坑结构的滑移速度特性对于疏水材料的设计具有指导意义。本文采用离散统一气体动理论,在Kn=0.01~0.5范围内,对低速二维凹坑流动进行数值模拟,模拟结果表明,在不同Kn值下,滑移速度规律呈现显著差异:随着凹坑尺寸减小(Kn> 0.3),凹坑区的滑移速度小于平滑壁面的滑移速度;而随着凹坑尺寸增大(Kn <0.2),凹坑区的滑移速度大于平滑壁面的滑移速度;在凹坑两端,统计平均滑移速度会出现跳跃,随着Kn数增加,这种跳跃现象越来越强。上述演化特征表明,在设计疏水微结构时,Kn不能大于0.3。

摘要：声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。飞行器总体布局参数对其声爆特性有重要影响。数据挖掘(DM)可以从大量的数据中通过算法搜索隐藏的信息,是飞行器设计知识提取的有力工具。选取后掠角、展弦比、梢根比、上反角、机身长细比5个总体布局参数作为设计变量,目标函数定义为远场感知噪声级,同时计算升、阻力系数作为气动力衡量指标。基于总变差分析(ANOVA)、决策树算法、自组织映射(SOM)网络组成的数据挖掘体系提取低声爆设计知识库。获得所选设计变量与声爆/气动力的相关度,并实现对设计变量的分层与降维。后掠角有最高设计优先级,长细比、上反角重要程度次之,展弦比与梢根比为低敏感变量。对于算例中的飞行器,在合理区间内选择较大的后掠角、上反角能够使声爆最小化的同时,设计适于超声速巡航的小展弦比布局。

摘要：摩擦阻力的精准高效预示对飞行器设计至关重要.然而摩阻分布的计算不仅代价大,且对网格密度、湍流模式和数值算法的依赖性强,而试验测量更具挑战性.为此,提出了一种数据驱动的高泛化性摩阻分布机器学习建模方法.该方法在Euler方程数值解的基础上,结合RANS计算的少量摩阻分布数据样本,构建了表面无黏流动特征与摩阻分布的关联关系模型,从而实现摩阻的预测.由于该建模方法嵌入Euler方程这一物理模型,使得在很少的样本下就能保证模型的高泛化性和高精度;另一方面,相比于RANS数值计算,由于只用求解Euler方程,计算量降低约一个量级.研究通过典型翼型和机翼的测试算例来展示该方法对于气动设计中变外形气动力的预测效果.相比于端到端的分布力深度学习建模,该方法在减少5倍样本量的情况下仍能取得很高的建模精度(阻力误差约2%~3%),且对于工况与外形变化具有较强的外插预测能力,结果的分散度低.该研究为附着流机翼的摩阻分布预测和机翼优化设计提供了一种新的高效研究手段.

摘要：高空太阳能无人机(UAV)在起飞爬升阶段飞行速度慢,爬升率低,爬升时间很长,需要螺旋桨提供大拉力以实现快速爬升,但低空空气密度大,螺旋桨处于小转速、大扭矩状态。在20 km高空飞行阶段,空气密度只有地面的1/14,要求螺旋桨处于高转速、高效率状态。受动力系统的功率限制,定桨距螺旋桨无法匹配这2种状态,需要采用变桨距技术,实现低空的小桨距、低转速、大拉力构型,高空的大桨距、高转速、高效率构型。提出了一种满足多设计点螺旋桨气动外形优化方法和多工况变桨距角策略。建立了基于片条理论的螺旋桨多设计点气动外形优化模型,实现了螺旋桨各剖面弦长和扭转角分布等外形参数优化;在此模型上加入了考虑桨距角变化的快速气动计算模型,实现了多工况下变桨距角策略。通过对比定桨距和变桨距下的螺旋桨气动性能,结果表明,基于螺旋桨多设计点气动外形优化模型设计的螺旋桨在高空多设计点效率均在80%以上,有利于太阳能无人机的长时间飞行;考虑变桨距优化策略的螺旋桨,在起飞爬升工况拉力最高提升78.42%,可以提供更大的爬升率,有利于太阳能无人机在起飞时快速通过对流层到达高空设计点飞行。