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...

基于对外差干涉测量信号和参考信号进行光滑滤波处理的方法,提出了一种外差式激光干涉仪非线性误差修正方法.在实验系统中,采用混频技术将两路光频信号降低到通用数据采集系统频率范围内进行同步双通道实时采集;采用改变光传输介质折射率的方法模拟产生纳米数量级微位移.实验结果表明,所提出的修正方法使实验用外差干涉仪测量不确定度由20 nm降低到10 nm.

误差源是以弱小信号处理为特征的微机械陀螺精度提高的主要制约因素.分析了音叉电容式微机械陀螺由本身工作模式和加工误差造成的两类误差源,并探讨了相应的消除方法.首先采用分离电极方法消除了驱动模态位移电流对敏感模态输出信号的耦合;用半频驱动方法抑制了驱动电压信号通过寄生电容对输出信号的耦合;通过在玻璃基体上开槽减轻了梳齿电容的静电悬浮以及玻璃基体上的电荷累积现象.然后通过对驱动电压幅值的自动调节弥补了由加工误差所造成的驱动电容不匹配,并采用同步解调消除正交误差.分析结果表明这些误差源的消除可提高微机械陀螺的精度水平.

流动控制方案是在弹身尾部弹翼之间排布一定数量的微型突起物，突起物的干扰造成了弹翼上压力分布的变化，从而改变作用于弹箭上的气动力和力矩，实现弹箭飞行姿态的改变，针对弹箭尺寸小和飞行速度高的特点，极有可能成为超声速飞行弹箭的一种快速有效控制手段。采用数值求解三维定常雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε两方程湍流模型的CFD方法，首先分析了超声速状态下孤立突起物的绕流场结构，细致揭示了孤立突起物产生的激波/激波干扰、激波/边界层干扰等流场结构;其次针对孤立突起物与单个弹翼的组合体构型，揭示出突起物对弹翼的干扰流场结构，分析了突起物的形状与安装位置对弹翼绕流场及气动力的影响规律;最后针对Basic-Finner弹箭模型，研究了多个突起物组合的俯仰与滚转方向控制的气动布局方案。研究结果表明:在超声速状态下...

由于高超声速滑翔飞行器（HGVs）具有高速、高机动的特点，对此类目标的状态估计一直是一个研究热点。鉴于采用传统的运动学和动力学模型进行轨迹估计时加速度估计精度不高，提出一种基于气动性能分析的非线性气动参数目标估计模型。首先，在研究了高超声速滑翔飞行器跳跃再入段运动特性的基础上，以类HTV-2飞行器为研究目标，采用气动力估算方法对高超声速滑翔目标再入段的气动力进行计算分析。其次，建立与马赫数线性相关的气动参数“基准模型”和以一阶马尔可夫过程描述的气动参数“偏差模型”，对目标气动参数进行非线性估计。数学仿真结果表明，该方法可以一定程度上提高卡尔曼滤波方法对该类目标的加速度估计精度。

多目标的粒子群算法(MOPSO)在各个领域的优化设计中得到了广泛应用及改进,但是目前仍然存在着在进化后期容易陷入局部最优导致收敛精度低、解的多样性差等问题。引入α-stable分布理论,发展建立了一种新的基于α-stable动态变异的多目标粒子群优化算法(ASMOPSO)。通过α-stable分布生成随机数对PSO算法的种群进行变异操作,增加种群的多样性,在算法中动态调整稳定性系数α实现变异范围和幅度的变化,从而使得改进的ASMOPSO算法具有兼顾计算精度和全局寻优的能力。使用ZDT系列无约束函数和带约束的Tanaka及Srinivas函数对改进前后的算法进行了测试,结果显示出了ASMOPSO算法的快速全局寻优性能。将改进后的算法应用到RAE2822跨音速翼型的减阻和力矩绝对值不增大的综合优化中,得到了较好的多目标气动优化结果。

针对无附面层隔道超声速进气道(DSI)气动隐身多目标优化设计问题,以DSI进气道三维鼓包压缩面(bump)为设计对象,开展DSI的气动、隐身多目标优化设计研究。采用自由曲面变形(FFD)方法实现DSI进气道bump面的参数化表达;分别采用基于雷诺平均N-S方程的计算流体力学方法(CFD)及大面元物理光学法(LEPO)配合一致性几何绕射理论(UTD)计算边缘绕射场的RCS分析方法计算DSI进气道的气动、隐身性能;选择结合基于动态超体积期望改善(EHVI)加点的动态Kriging代理模型与ASMOPSO算法的高效多目标粒子群算法对DSI进气道进行综合寻优设计研究。在较少的调用真实目标函数的情况下,获得了比较优秀的Pareto前沿,通过对所选解的分析比较可知优化后的DSI进气道在气动及隐身方面均优于原始构型。

自动上舵是威胁飞行安全、适航取证中必须关注的问题。随着机械式操纵、非专业驾驶通用飞机市场的逐渐广阔,自动上舵问题仍具有重要的研究意义。以某中型运输机为例,通过分析其协调侧滑试飞数据及数值模拟流场,对该飞机自动上舵的成因进行了分析。在此基础上,提出了双三角背鳍与降低轴式补偿2种气动改善措施,数值模拟结果表明,前者可有效改善垂尾失速特性,但过强的方向舵前缘涡会导致方向舵压心前移,恶化自动上舵现象;后者虽可有效改善自动上舵现象,但会带来铰链力矩与脚蹬力的增加,需对传动比与调整片进行精细化设计。

针对气动设计中遇到的具有大规模设计变量的优化设计工程,造成优化搜索难度大,计算代价高等问题,提出了一种基于全局灵敏度分析方法的分层优化设计方法。即选取M-OAT方法对设计变量进行全局灵敏度分析,根据灵敏度信息对设计变量进行分层,随后分别对各层设计变量进行优化。对翼型及机翼进行分层优化设计之后,与普通全参数优化设计系统相比,建立的分层优化系统可以在单次优化过程中有效减小设计变量的数目,减小优化搜索的难度,加快优化收敛速度,同时也能获得较好的优化结果。

目前提升螺旋槽机械密封性能,多依赖于设计者经验来调整密封结构参数,对已有机械密封性能研究实例整合度不高,整个性能优化流程缺乏科学的理论框架指导。针对该问题,将公理设计理论结合现有的机械密封性能研究,提出了基于公理设计理论的螺旋槽机械密封结构优化方法。该方法定义了螺旋槽机械密封的3层次功能需求域和设计参数域之间的映射关系,并由此发展了14×14的对角优化矩阵。研究结果表明引入公理设计为螺旋槽机械密封性能优化提供了基础理论框架,将优化流程分解为多个设计模块,提高了螺旋槽机械密封优化设计的效率和准确性,具有较好的应用价值。