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考虑气动-结构的高空螺旋桨多学科优化方法

航空动力学报 2024年第4期39卷 75-83页

作者：口启慧王海峰江泓鑫聂波西北工业大学航空学院西安710072

为实现高空螺旋桨高效率和轻质量之间的权衡设计,提出一种考虑螺旋桨气动-结构性能的多学科多目标优化设计方法,理论上可得到约束条件下推力最大和质量最小的Pareto解集。但工程应用中,变量太多,可接受时间内仅能获得Pareto解集拟合趋... 详细信息

为实现高空螺旋桨高效率和轻质量之间的权衡设计,提出一种考虑螺旋桨气动-结构性能的多学科多目标优化设计方法,理论上可得到约束条件下推力最大和质量最小的Pareto解集。但工程应用中,变量太多,可接受时间内仅能获得Pareto解集拟合趋势。为避免优化周期太长,提出以下阶段性优化方法。阶段1:根据上述Pareto解集拟合趋势和平台约束,确定最优桨径;阶段2:进行基于最优桨径的气动优化获得气动外形,结构优化获得结构方案。使用该方法对高空太阳能无人机螺旋桨优化,两个阶段耗时分别为96 h和4 h。对获得螺旋桨制造,仿真和试验,对比结果表明:推力最大误差为10.9%,质量误差为6.9%,刚度误差为15.2%,固有频率误差为15.4%,试验结果也表明该方法的合理有效性。

关键词：高空螺旋桨多学科优化 Pareto解集气动优化结构优化复合材料螺旋桨试验验证

弯曲/倾斜静叶对涡轮单音噪声影响的数值分析

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航空学报 2024年第10期45卷 174-186页

作者：向康深陈伟杰连健欣乔渭阳西北工业大学动力与能源学院西安710129

以GE E3低压涡轮末级为研究对象,采用经过实验验证的流场/声场混合模型对弯曲静叶(−30°~30°)、倾斜静叶(−15°~15°)和部分角度下弯曲/倾斜组合静叶对涡轮气动性能和尾迹干涉单音噪声及位势干涉单音噪声的影响规律进行了研究。同时,... 详细信息

以GE E3低压涡轮末级为研究对象,采用经过实验验证的流场/声场混合模型对弯曲静叶(−30°~30°)、倾斜静叶(−15°~15°)和部分角度下弯曲/倾斜组合静叶对涡轮气动性能和尾迹干涉单音噪声及位势干涉单音噪声的影响规律进行了研究。同时,从流场和声场角度初步分析了弯曲/倾斜静叶的降噪机制。结果表明:孤立的大弯曲和大倾斜静叶有利于提高涡轮级效率,两者组合静叶甚至可能出现“1+1>2”的效率收益,而相对于尾迹干涉单音噪声,位势干涉单音噪声受静叶弯曲或倾斜的影响更大,取得的降噪收益也更明显;相对于孤立的弯曲或倾斜静叶,弯曲/倾斜组合静叶可以同时实现效率和噪声的双收益,最佳方案为弯曲20°/倾斜10°组合静叶,气动效率提升0.16%,同时获得1.84 dB的降噪收益;弯曲/倾斜静叶对效率的影响主要与二次流损失和叶型损失相关,而对噪声的影响主要与干涉强度和相位变化有关。总的来说,尽管弯曲/倾斜静叶不是新型设计方案,但是弯曲或倾斜静叶具备实现涡轮高效率和低噪声设计的潜力,其物理机制和降噪规律仍然值得开展大量研究,可为未来工程应用提供理论支撑。

关键词：弯曲/倾斜尾迹干涉单音噪声位势干涉单音噪声二次流叶型损失干涉强度

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旋转爆震火箭发动机推进性能分析

推进技术 2024年第2期45卷 17-28页

作者：朱亦圆王可范玮浙江科技学院能源与环境系统工程系浙江杭州310023 西北工业大学动力与能源学院陕西西安710072 西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室陕西西安710129

针对旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine,RDE)燃烧室简化二维流场,采用流场分区,建立了一种适用于RDE工作特性的性能分析模型,可快速准确地估算RDE的推进性能。模型考虑了燃烧室内气流膨胀过程中的气流角度匹配,可准确描述存在... 详细信息

针对旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine,RDE)燃烧室简化二维流场,采用流场分区,建立了一种适用于RDE工作特性的性能分析模型,可快速准确地估算RDE的推进性能。模型考虑了燃烧室内气流膨胀过程中的气流角度匹配,可准确描述存在单个爆震波时的基本流场结构特征,包括爆震波倾斜角度、斜激波角度、滑移线角度等,结果与已有文献的研究结果一致性较高。根据模型流场中所取控制体的进出口参数,可得理想膨胀状态下RDE的推进性能,估算结果与已有性能估算模型吻合较好,与已有实验数值偏差为8%。经验证推导,模型亦可用于多波模态。采用该性能分析模型对比研究了不同反应物当量比、进气总压和总温下火箭式RDE的推进性能。研究表明,性能分析模型可准确反映RDE燃烧室的非稳态流场特征,且可快速准确地估算RDE的推进性能,为RDE推进性能的评估提供了简便可靠的方法。

关键词：旋转爆震发动机性能分析模型流场结构理想膨胀推进性能

基于全局/梯度优化方法的宽速域乘波-机翼布局气动设计

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航空学报 2024年第6期45卷 134-148页

作者：陈树生冯聪张兆康赵轲张新洋高正红西北工业大学航空学院西安710072

宽速域高超声速飞行器是航空航天领域新的战略制高点,其飞行速域与空域极大化特点导致亚/跨/超/高超声速气动性能难以兼顾。为了缓解高低速气动设计的矛盾,以典型宽速域乘波-机翼布局为研究对象,结合基于代理模型的全局优化方法和基于... 详细信息

宽速域高超声速飞行器是航空航天领域新的战略制高点,其飞行速域与空域极大化特点导致亚/跨/超/高超声速气动性能难以兼顾。为了缓解高低速气动设计的矛盾,以典型宽速域乘波-机翼布局为研究对象,结合基于代理模型的全局优化方法和基于伴随梯度的局部优化方法,对该宽速域构型的布局参数和剖面形状进行了从全局到局部的多目标分步优化。结果表明,在约束亚声速升力系数、高超声速阻力系数的情况下,基于代理模型的布局参数优化方法能够在维持高超声速气动性能的同时,将亚声速的升阻比提升9.5%。进一步选取布局参数优化结果 Pareto面上亚声速气动特性最优的构型,利用基于伴随梯度的优化方法,对机翼剖面进行梯度优化。优化结果表明,梯度优化能够有效地改善飞行器亚/高超声速状态下的阻力特性,并将翼型在几何上优化为兼顾亚/高超声速气动特性的双S翼型。通过上述从布局参数到剖面参数的优化,乘波-机翼构型的亚声速升阻比相比初始构型提升了12.4%,高超声速升阻比相比原始构型提升了6.2%。

关键词：乘波-机翼构型宽速域代理模型伴随方法分步优化

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大曲率板壳综合冷却效率模化数值研究

工程热物理学报 2024年第5期45卷 1332-1340页

作者：杜昆梁庭睿宋辉刘存良西北工业大学动力与能源学院西安710129 西北工业大学太仓长三角研究院太仓215400 西北工业大学陕西省航空动力系统热科学重点实验室西安710129 西北工业大学-喀山国立技术大学先进航空发动机热结构国际联合实验室西安710129

现阶段针对航空发动机热端部件复合冷却,提出的综合冷却效率来表征固体表面的无量纲温度分布。基于一维半无限大平板综合冷却效率模化公式为指导实验参数匹配与冷却结构设计提供了理论支持,然而在大曲率区域该模化公式预测误差较大。因... 详细信息

现阶段针对航空发动机热端部件复合冷却,提出的综合冷却效率来表征固体表面的无量纲温度分布。基于一维半无限大平板综合冷却效率模化公式为指导实验参数匹配与冷却结构设计提供了理论支持,然而在大曲率区域该模化公式预测误差较大。因此本文提出一种大曲率板壳综合冷却效率模化的公式,并建立不同曲率的冲击-气膜冷却板壳结构进行验证。结果显示,随着曲率增大,一维半无限大平板综合冷却效率模化公式得到的面平均综合冷却效率预测误差达到52%;在所研究的全部曲率半径模型中,大曲率板壳综合冷却效率模化公式的预测精度显著提高,误差值最大不超过26%。

关键词：综合冷却模化公式曲率板壳预测误差

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分布式动力翼-诱导翼面推进-气动耦合模型

航空学报 2024年第10期45卷 145-159页

作者：赵清风周洲李明浩徐德西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学计算机学院西安710072

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... 详细信息

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。

关键词：分布式电推进飞行器推进-气动耦合分布式动力翼诱导翼面动力学建模

燃料电池燃气涡轮航空混合推进系统总体性能及匹配分析

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航空学报 2024年第10期45卷 160-173页

作者：姬志行王占学程莉雯秦江刘禾西北工业大学动力与能源学院西安710000 哈尔滨工业大学能源科学与工程学院哈尔滨150001

为大幅减小发动机耗油率,降低碳排放,提升飞机续航能力,提出了基于碳氢燃料的燃料电池燃气涡轮航空混合推进系统,通过预重整和高温燃料电池实现碳氢燃料的电化学利用并避免传统氢燃料电池飞机储氢困难、体积能量密度小的问题,另一方面,... 详细信息

为大幅减小发动机耗油率,降低碳排放,提升飞机续航能力,提出了基于碳氢燃料的燃料电池燃气涡轮航空混合推进系统,通过预重整和高温燃料电池实现碳氢燃料的电化学利用并避免传统氢燃料电池飞机储氢困难、体积能量密度小的问题,另一方面,利用燃气涡轮增加燃料电池功率密度,减小其体积和质量。以MQ-1无人机为匹配对象,通过建立推进系统质量和热力学性能模型,对混合系统进行了部件参数匹配分析。随着燃料利用率减小,燃料电池极化减小,换热器平均换热温差增加,因而混合推进系统质量急剧下降,耗油率大幅上升,该航空混合系统质量与总效率的优化方向相反。随压比增加,燃料电池功率和质量增加幅度较大,导致飞机载油量降低,但在燃料电池电流密度为常数时,对燃料电池和混合系统效率影响较小。设计条件下,混合系统中燃料电池和换热器占据混合系统质量的主要部分,超过70%。相比原型内燃机动力,混合推进系统质量约增加40%,但热效率可提高约111%。此外,混合推进系统可满足飞机在爬升阶段和巡航阶段的功率需求,装备该动力的无人机续航时间可提高97%。

关键词：燃料电池低碳航空混电飞机氢能动力性能匹配长航时

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基于贝叶斯框架的旋翼气动力数据融合

航空学报 2024年第8期45卷 133-145页

作者：杨华陈树生高正红姜权峰张伟西北工业大学航空学院西安710072

由于气动环境的复杂性,旋翼在气动评估中存在较多不确定性且对旋翼性能影响较大。当前旋翼气动评估方法不能考虑气动数据不确定性,本文将数据融合技术应用于旋翼气动预测以在记及某些不确定因素影响的条件下,获得具有更高可信度的气动... 详细信息

由于气动环境的复杂性,旋翼在气动评估中存在较多不确定性且对旋翼性能影响较大。当前旋翼气动评估方法不能考虑气动数据不确定性,本文将数据融合技术应用于旋翼气动预测以在记及某些不确定因素影响的条件下,获得具有更高可信度的气动力分布及置信区间,为进一步开展旋翼气动数据的不确定度分析及工程应用奠定基础。基于不同来源的气动力数据均为正态分布的独立随机变量这一假设,将分布气动数据和测量值之间的关系作为融合准则,以实现最佳匹配测量值为目标,采用贝叶斯估计求解融合数据的最大后验概率分布,从而构建一种基于贝叶斯框架的气动数据融合方法。以UH-60A旋翼及Caradonna-Tung旋翼为例,采用所提方法进行不同来源气动数据的融合,对融合结果的估计方差与预测误差进行对比分析。结果表明,首先,所提方法对于输入数据的来源无特殊要求,能够给出融合结果的置信区间并降低不同来源数据的估计方差,基于此结果后续可进行不确定度分析与研究;其次,融合所得结果并不局限于不同来源数据之间,扩大了数据覆盖范围;最后,融合所得结果相比于单一数据来源更符合物理规律。

关键词：旋翼气动评估数据融合贝叶斯框架不确定度分析 CFD

无参数自适应罚函数的高效代理模型优化设计方法

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北京航空航天大学学报 2024年第4期50卷 1262-1272页

作者：张伟高正红王超夏露西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室西安710072 北京电子工程总体研究所北京100854

在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题... 详细信息

在飞行器气动外形优化设计中,复杂约束条件导致设计空间可行域呈现不连续的特征,且理想解大多靠近约束边界,传统高效代理模型方法难以适用。研究了参考点对优化设计的影响,提出了一种考虑约束的参考点选择机制;对于最优解靠近边界的问题,罚函数法更加有效,但惩罚因子的设置对于罚函数方法影响很大,不合适的惩罚因子反而会损害优化效率,分析了优化过程中罚函数方法对惩罚因子的要求,提出了一种无参数自适应罚函数的代理模优化设计方法,引入基于样本分析的惩罚项,结合归一化目标值和约束值,在优化过程中动态调整惩罚因子,使优化能够尽可能地聚焦于可行域内,迅速收敛到最优解,实现样本的高效配置。通过带约束的函数算例和翼型优化算例证实,所提方法可以大幅提高飞行器气动外形优化设计效率。

关键词：优化设计代理模型参考点气动设计自适应罚函数