气动弹性结构优化技术主要包括约束求解和优化算法两个方面的内容。针对常用的基于低阶面元法的静气动弹性分析方法计算效率高但精度低的特点,建立了一种高效高精度的基于高阶面元法的静气动弹性分析方法。针对当前气动弹性结构优化技术使用单一优化算法导致搜索精度低、收敛速度慢等特点,将遗传算法和分形算法进行结合,发展了一种遗传/分形混合算法。针对气动弹性结构优化计算时间长、设备要求高等特点,引入了Kriging代理模型方法来加快优化速度,减少时间和设备的耗费。最后以某大展弦比客机机翼为算例,采用基于高阶面元法的静气动弹性分析方法求解约束响应样本,用Kriging代理模型方法对约束响应进行模型构建和预测,并将Kriging代理模型和遗传/分形混合优化算法进行结合,构建了一种高效高精度的静气动弹性结构优化方法。优化分析......

针对日用玻璃陶瓷产品生产过程,使用大熔炉所采用的供料方式,研究了采用气动供给料的形式、装备及使用方法,提高了供给料过程的效率,提高节能效果,有利于安全操作。

为了提高飞艇的水平抗风性能,减少现有飞行器对电池的依赖性并延长其续航时间,本文先提出一种四旋翼控制的太阳能碟形变体飞艇,并对其进行三维结构设计,基于计算流体力学数值模拟技术,采用k-epsilon模型分别对可变体的四旋翼控制碟形飞艇艇体在进行变体后对其各自模型进行气动性能数值模拟计算。结果表明:在艇体体积相等情况下,随着飞行或抗风俯角增大,艇体阻力系数变大;在俯角相同而艇体体积不同情况下,阻力系数随着艇体体积增大而增大;艇体体积增大,会对旋翼产生气动干扰,旋翼损失部分拉力;随着艇体增大和旋翼转速增加,对旋翼产生的气动干扰越大,旋翼气动拉力损失越大。

为了研究独立式冷却模块中多热交换器气动特性之间的集群效应,以典型双热交换器工程机械独立式冷却模块为例进行试验与数值仿真研究.采用多孔介质模型模拟热交换器,利用多重参考坐标系方法模拟风扇性能,建立4种不同热交换器布置方案下的独立式冷却模块数值模型,对比分析气动特性,并进行冷却模块气动性能试验;通过改变热交换器间面积比与厚度比,完成独立式冷却模块气动特性主动控制方法的数值仿真研究.研究结果表明:独立式冷却模块气动特性上具有独特的集群效应,即当热交换器呈对置方式布置时,不论两者的倾斜角度如何,气动阻力都相等;数值仿真发现相比于面积比控制,当采用厚度比控制的主动控制策略时,改变独立式冷却模块热交换器之间的厚度比,流量比变化更为平缓,且受风扇转速的影响更小,并据此得到两热交换器之间冷却风量、气......

针对二维增升装置低速起飞、着陆状态和变弯度翼型高速巡航状态下的高低速气动特性进行综合优化研究,发展了一种基于Kriging代理模型与多目标遗传算法的增升装置多目标气动优化设计方法。使用自适应下垂式铰链襟翼机构,通过襟翼与扰流板联动偏转来改善飞机的低速起降性能及高速巡航性能。将襟翼铰链位置、扰流板偏角和襟翼偏角作为设计变量,通过求解N-S方程来预测初始样本点气动力,利用Kriging代理模型分别建立起飞、着陆和巡航状态下设计变量与气动力之间的关系,得到多个高效气动力预测模型,最后使用多目标遗传算法在代理模型的基础上进行多目标气动优化设计。设计变量变化时计算网格的自动生成采用RBF(radial basis function)动网格技术来实现。基于搭建的高效全局多目标优化设计平台进行了高低速综合气动性能多目标优化,并对Pareto前沿......

本文采用离心通风机现代气动设计方法,选用效率高、噪声低的后弯叶轮,对核级风机进行初步设计并对风机内部流场进行三维数值模拟。通过分析风机全压、效率及内部流场,分别对风机叶片数目、叶片进口角、进口加速系数等参数进行优化,优化后风机效率达到87.74%,全压5 328.6Pa,符合设计要求。样机的性能测试结果表明,在设计工况下,离心风机的效率可达87%以上,数值模拟与试验结果符合,所设计的离心通风机效率、全压符合实际核电站大气安全壳内通风系统的使用要求。

近年来,汽车产业越加发达,车辆的内部结构的优化越加重要。作为优化车辆内部结构的重要组成部分,前扰流板不仅关系着发动机机舱进气量而且对整体车辆气动阻力具有不可忽视的影响。基于此,文章以前扰流板对机舱进气量和车辆气动阻力的影响为研究对象,通过前扰流板对机舱进气量和车辆气动阻力的重要性进行分析,进而提出前扰流板高度对机舱进气量和车辆气动阻力的影响。文章旨在对车辆前扰流板进行研究,并对车辆前扰流板高度的改进提供借鉴,进而促进汽车内部结构的优化,提升汽车性能。

在飞行试验中考核航空发动机的性能特性时,发动机进口的大气总温和总压是必不可少的关键参数,需要在进气道出口加装总温总压测头。为了确保测头的结构强度能够满足要求,同时不造成大的总压损失和进气畸变,需要对测头装机的强度及气动性能进行分析,主要包括测头的强度校核和模态分析以及测头对发动机进气道性能及稳定性的影响评估两个方面。通过以上分析确保了测头装机的安全性和功能性能指标,推进了航空发动机试飞工作的顺利开展,同时也为后续航空发动机型号中测头的设计和使用等提供依据。

在力学研究领域里,对强冲击(指高g值)高能过载(指过载能量大且作用时间达毫秒量级)现象的研究是一个很小的分支,即在极端过载的力学环境下,定量研究材料内部因过载应力引起的结构性破坏,并确定过载应力优先破坏材料内部最薄弱的部分。试验设备用来产生和模拟这种极端过载环境,设备的设计需要特殊的技巧,模型设计着重解决过载波形的设计原理和方法问题。

分离式尾缘襟翼在制造时不可避免留有缝隙,针对缝隙会对翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了三种缝隙的S809分离式尾缘襟翼模型及不带缝隙的整体式尾缘襟翼模型。分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小分别为弦长的1‰、2‰、4‰。采用商用软件fluent对三种缝隙襟翼模型和无缝隙的襟翼模型进行多迎角下的升阻力特性数值计算,并对不同缝隙襟翼模型和无缝襟翼模型周边流场、流线及压力分布进行了分析比较。结果表明:缝隙的存在使带缝隙的翼型在一定迎角范围内升力系数降低,阻力系数增加;随着缝隙的增大,升力系数降低幅值增大,阻力系数增大幅值也增加;小迎角范围内,随着迎角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小。缝隙为1‰c时,分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云......