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DDPG方法在抖振约束下变弯度翼型/机翼设计的应用研究

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应用数学和力学 2024年第1期45卷 45-60页

作者：周思历孙刚王聪复旦大学航空航天系上海200433

变弯度技术可以提升巡航多升力系数工况下的升阻性能,对于提高整段巡航的经济效益具有重要意义.构造了光滑连续的流动分离函数约束翼型抖振性能,结合变弯度技术与人工神经网络代理模型搭建了某机翼截面翼型的巡航多升力系数工况优化模型... 详细信息

变弯度技术可以提升巡航多升力系数工况下的升阻性能,对于提高整段巡航的经济效益具有重要意义.构造了光滑连续的流动分离函数约束翼型抖振性能,结合变弯度技术与人工神经网络代理模型搭建了某机翼截面翼型的巡航多升力系数工况优化模型.应用深度确定性策略梯度(DDPG)方法优化此模型,实现了抖振约束下6.8%的巡航平均升阻比提升,优于粒子群和改进灰狼算法对此模型的优化结果.以优化前后翼型分别生成锥形后掠翼,验证了二维翼型变弯度优化对三维机翼的贡献.

关键词：气动外形优化 DDPG 变弯度抖振

基于离散伴随方法的翼型定常/非定常气动优化设计

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复旦学报（自然科学版） 2024年第2期63卷 209-215页

作者：王士源杨爱明复旦大学航空航天系上海200433

为了有效提升翼型的气动性能,本文发展了一种基于离散伴随方法的翼型定常/非定常气动优化设计方法。应用该方法,对给定目标压力下的翼型反设计问题和振荡翼型的时平均阻力优化问题进行了研究,所得结果表明:反设计得到的翼型几何外形与... 详细信息

为了有效提升翼型的气动性能,本文发展了一种基于离散伴随方法的翼型定常/非定常气动优化设计方法。应用该方法,对给定目标压力下的翼型反设计问题和振荡翼型的时平均阻力优化问题进行了研究,所得结果表明:反设计得到的翼型几何外形与目标翼型高度一致;振荡翼型的阻力优化计算经过12次迭代后,时平均阻力降低了约40%。

关键词：离散伴随方法气动优化设计振荡翼型时平均阻力

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线性化改进物质点法的颗粒流仿真

复旦学报（自然科学版） 2024年第2期63卷 216-229,I0002页

作者：蔡翼黄骏复旦大学航空航天系上海200433

作为一种新近发展出的无网格法,物质点法综合了基于网格方法的准确性与计算效率,以及无网格法对多种极端情境的适应性,因此该方法对采取连续介质模型的颗粒流数值计算等大变形问题十分有效。为提高物质点法对于颗粒流的计算效率,本文对... 详细信息

作为一种新近发展出的无网格法,物质点法综合了基于网格方法的准确性与计算效率,以及无网格法对多种极端情境的适应性,因此该方法对采取连续介质模型的颗粒流数值计算等大变形问题十分有效。为提高物质点法对于颗粒流的计算效率,本文对物质点法进行了线性化改进并基于改进算法给出了若干算例。以物质点法的背景网格的结构化特点以及Courant-Friedrichs-Lewy(CFL)条件为基础,改进了自然坐标系到整体坐标系的求解过程,并使用改进的物质点法对颗粒流的颗粒堆坍塌、筒仓排出以及曲面上颗粒流对半球体的碰撞等算例进行了计算。在计算精度损失较小的情况下,提高了物质点法求解颗粒流问题的效率,验证了此改进方法的有效性与稳定性。

关键词：颗粒流物质点法无网格法连续介质模型

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基于多光谱数字图像相关的全场厚向应变测量

光学学报 2024年第11期44卷 66-73页

作者：赵华涛唐新桥陈振宁南京航空航天大学航空学院江苏南京210016

使用多光谱数字图像相关装置测量透明超弹性体的全场厚向应变。通过在透明试样前后表面预制2种荧光散斑,结合辅助棱镜与单个彩色相机的组合装置,在试样单侧实现了4个虚拟相机对厚度变化的同步观测。为了准确计算厚度变化,首先利用基于... 详细信息

使用多光谱数字图像相关装置测量透明超弹性体的全场厚向应变。通过在透明试样前后表面预制2种荧光散斑,结合辅助棱镜与单个彩色相机的组合装置,在试样单侧实现了4个虚拟相机对厚度变化的同步观测。为了准确计算厚度变化,首先利用基于斯涅尔定律的折射畸变校正与4个虚拟相机的位置关系,重构并统一试样前后表面的形貌坐标;然后,利用逆距离加权插值方法,将任意受力状态下局部坐标系中的前后表面三维离散数据进行插值,生成均匀且对称分布的插值点,建立前后表面点的一一对应关系;最后,逐点计算厚向应变,确定全场厚度变化的分布。所提方法成功用于上转换荧光响应二硫交联聚氨酯(DSPU)弹性体的大变形拉伸实验。

关键词：测量超弹性体透明材料全场厚向应变荧光散斑折射校正多光谱数字图像相关

共轴双旋翼/尾推桨/传动耦合系统动力学建模与固有特性分析

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航空学报 2024年第9期45卷 141-154页

作者：李博王潇南京航空航天大学航空学院南京210016 南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016

高速直升机采用了前行桨叶、降旋翼转速、尾推等技术来实现高速飞行,其中共轴刚性双旋翼、变转速传动系统、高功率输出尾推桨所构成的耦合系统给传统直升机扭振分析带来了新的挑战。针对高速直升机多模式复杂耦合扭振系统,提出了一种基... 详细信息

高速直升机采用了前行桨叶、降旋翼转速、尾推等技术来实现高速飞行,其中共轴刚性双旋翼、变转速传动系统、高功率输出尾推桨所构成的耦合系统给传统直升机扭振分析带来了新的挑战。针对高速直升机多模式复杂耦合扭振系统,提出了一种基于传递矩阵法的新建模策略。相比较于传统有限元方法建模策略,该方法无需对传动链进行当量化处理,也不需要基于哈密顿原理推导系统的整体控制方程,根据系统的拓扑结构即可直接写出系统的控制方程。此外,通过引入分叉虚铰链单元,将任意拓扑结构的传动链都解耦成多条相互独立的链式传动链,从而进一步显著降低了建模难度。最后基于该方法研究了高速直升机不同工作模式下的耦合扭振动力学。

关键词：高速直升机扭振传递矩阵法传动链动力学模型

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空天飞行器可调进气系统关键问题研究进展

航空学报 2024年第11期45卷 14-50页

作者：王子运于航张悦谭慧俊金毅李鑫南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

空天飞行器未来在军民诸多领域均能够扮演极其重要的角色,其关键技术之一便是能够在大气层内提供动力的吸气式组合循环发动机。进气道作为吸气式组合循环发动机的关键部件,迫切需要解决几何/气动大范围调节需求、宽域内流的精细化组织... 详细信息

空天飞行器未来在军民诸多领域均能够扮演极其重要的角色,其关键技术之一便是能够在大气层内提供动力的吸气式组合循环发动机。进气道作为吸气式组合循环发动机的关键部件,迫切需要解决几何/气动大范围调节需求、宽域内流的精细化组织和预测需求以及发动机多模态间的平稳转换需求。为回应上述3大需求,可调进气系统需要在定几何/变几何调节技术、激波主导流动机理及控制技术、模态转换中流场动态演化特性这3个方面加深研究。就研究现状而言,转动是二元进气道的主要调节方式;平动是轴对称进气道的主要调节实现方式;变形调节对于二元和轴对称可调进气道均具有重要的补充和辅助价值。国内外研究人员对于激波/边界层干扰机理、进气道喘振机理、不起动/再起动迟滞机理等均建立了较为深刻的认识,在不起动/再起动边界的建模与预测方面也取得了相当大的进展,边界层放气依然是对激波主导流动中各种不利现象的有效控制措施。在模态转化方面,外并联组合进气道流道间的耦合干扰较弱,内并联组合进气道则表现出较为明显的流道间耦合干扰。未来,还应重点发展高效轻质的进气道调节技术,努力建立面向宽域可调进气道的快速设计体系,加强模态转换过程中进气道复杂内流机理研究,并积极与发动机控制学科交叉,突破智能化进气道调控技术,支撑我国空天飞行器的研制迈上新的台阶。

关键词：空天飞行器可调进气系统宽范围调节流动控制模态转换

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基于宏微复合标定的跨尺度零件测量方法

光学学报 2024年第6期44卷 269-281页

作者：宋瑞张益华崔海华南京航空航天大学机电学院江苏南京210016

为了实现对跨尺度零件微小结构的尺寸精度和定位精度的同时测量,提出一种基于宏微复合标定的测量方法。建立不同尺度传感器组合式测量的标定模型,利用变焦扫描显微系统测量零件微尺度特征,利用双目系统测量定位显微设备,从控制坐标转换... 详细信息

为了实现对跨尺度零件微小结构的尺寸精度和定位精度的同时测量,提出一种基于宏微复合标定的测量方法。建立不同尺度传感器组合式测量的标定模型,利用变焦扫描显微系统测量零件微尺度特征,利用双目系统测量定位显微设备,从控制坐标转换精度的角度设计加工特殊的标定块,将其作为跨尺度中转坐标系,标定变焦扫描显微重建点云坐标系与测头坐标系的空间转换关系,从而将局部测量点云统一至一个数据集中以完成所有局部区域的整体拼接。与理论模型对比分析,所提测量方法的各孔圆心坐标分布圆度误差为0.0438 mm,平面度误差为0.0252 mm,对喷注器各孔位姿的点误差值小于0.029 mm,孔轴向误差小于0.1140°。与面结构光传感器重建结果对比分析,所提模型能够在保证高精度重建三维形貌的情况下,更加正确地获取跨尺度零件的尺寸和位置。

关键词：表面形貌测量跨尺度多传感器方法点云拼接

冲击+扰流柱双层壁冷却结构的强化换热性能及流阻特性

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航空动力学报 2024年第8期39卷 13-26页

作者：韦宏祖迎庆安徽工程大学机械工程学院安徽芜湖241000 复旦大学航空航天系上海200433

对于冲击+扰流柱的双层壁冷却结构,为了研究冲击孔的无量纲排间距和无量纲孔间距、扰流柱的无量纲直径以及冲击射流雷诺数对其强化换热性能以及其流阻特性的影响,基于多种几何参数和流动参数对冲击+扰流柱的双层壁冷却结构进行了实验研... 详细信息

对于冲击+扰流柱的双层壁冷却结构,为了研究冲击孔的无量纲排间距和无量纲孔间距、扰流柱的无量纲直径以及冲击射流雷诺数对其强化换热性能以及其流阻特性的影响,基于多种几何参数和流动参数对冲击+扰流柱的双层壁冷却结构进行了实验研究,并根据实验工况开展了相应的数值模拟。结果表明:在带有扰流柱的整个冲击靶板内表面上,面平均努塞尔数随着射流雷诺数的增大而单调增大,且基本上呈现为线性增长的趋势。总体而言,在扰流柱表面的面平均努塞尔数略高于冲击靶板内壁面的面平均努塞尔数。随着扰流柱的无量纲直径的增大,在双层壁冷却结构的整个内表面的面平均努塞尔数呈现为先下降后增大的趋势。此外,在整个内表面的面平均努塞尔数随着冲击孔的无量纲排间距的增大而减小;但是,面平均努塞尔数对无量纲孔间距变化的响应不敏感。对于冲击+扰流柱双层壁冷却结构的流量系数,它随着射流雷诺数以及冲击孔的无量纲排间距和无量纲孔间距的增大而增大,但是随着扰流柱的无量纲直径的增大而减小。

关键词：双层壁冷却结构冲击射流扰流柱强化换热努塞尔数流量系数

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垂直下降状态下螺旋桨气动特性及涡环特征

空气动力学学报 2024年

作者：高泽明邵雪明王家鼎曾丽芳黎军浙江大学航空航天学院

螺旋桨在垂直下降状态下极易进入涡环状态（vortex ring state, VRS），从而引起复杂的空气动力学特性。采用黏性涡粒子方法（viscous vortex particle method, VVPM），对APC thin electric 10X7螺旋桨在不同垂直下降率下的气动特性和... 详细信息

螺旋桨在垂直下降状态下极易进入涡环状态（vortex ring state, VRS），从而引起复杂的空气动力学特性。采用黏性涡粒子方法（viscous vortex particle method, VVPM），对APC thin electric 10X7螺旋桨在不同垂直下降率下的气动特性和涡环特征开展研究。结果表明：螺旋桨气动特性容易受到下降率的影响，当下降率增加时，拉力呈现先略增大再减小后增大的趋势，同时尾迹压缩效应逐渐增强，涡环中心逐渐上移。在此过程中，涡环先后经历了悬停状态、涡环前期、涡环初期、深度涡环和类风车流动状态，涡环特征从管状螺旋下洗涡逐渐演变成螺旋涡与环形涡并存，再到完全涡环结构，最后涡系结构移动至桨盘上方。涡场拓扑结构的演变直接影响螺旋桨的气动特性，当桨盘附近尾迹为管状螺旋涡结构时，螺旋桨气动特性变化不明显；随着下降率的增加，逐渐演变出的环形涡会严重影响螺旋桨的气动特性，表现为拉力骤降，尾迹压缩效应增强，回流区包裹桨盘；随着下降率进一步增加，涡系结构到达桨盘上方，螺旋桨进入类风车状态，气动力逐渐增大。

关键词：涡环状态螺旋桨黏性涡粒子气动特性涡环特征