检索结果-内蒙古大学图书馆

空气动力学学报 2025年第1期43卷 22-33,I0001页

作者：林健吕宏强黄增辉刘子敬虞建刘学军南京航空航天大学计算机科学与技术学院模式分析与机器智能工业和信息化部重点实验室南京211106 南京航空航天大学航空学院南京210016 中国商飞上海飞机设计研究院上海201210 中国航空研究院北京100012

贝叶斯优化框架具有优化效率高、效果好等特点,适合解决高维黑盒优化问题,适用于飞机翼型设计领域。然而其优化过程不透明,难以直观理解机器优化结果和翼型典型物理特征之间的联系,如何解释贝叶斯优化进程仍然是一个挑战。针对这一问题... 详细信息

贝叶斯优化框架具有优化效率高、效果好等特点,适合解决高维黑盒优化问题,适用于飞机翼型设计领域。然而其优化过程不透明,难以直观理解机器优化结果和翼型典型物理特征之间的联系,如何解释贝叶斯优化进程仍然是一个挑战。针对这一问题,本文提出了一种基于稀疏贝叶斯优化框架的翼型优化可解释性方法,使用具有物理意义的典型几何特征参与优化进程,在贝叶斯优化过程中对翼型特征进行稀疏,同时获得可解释性信息。在以RAE2822为基准翼型的超临界翼型优化算例上验证该方法。实验结果表明,该方法在优化气动性能的同时尽可能地减少了翼型设计维度,使其在保证气动性能良好的情况下具备了一定的可解释性,能直观地了解翼型各参数对优化目标的影响程度,辅助翼型设计人员进行决策和判断。

关键词：贝叶斯优化可解释性翼型物理特征翼型设计维度稀疏

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现代民用飞机气动弹性模型低速风洞试验适航符合性验证技术研究

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振动与冲击 2013年第12期32卷 1-5,16页

作者：梁技杨飞杨智春中国商飞上海飞机设计研究院强度部上海200232

现代民用飞机须严格按照适航规章要求进行设计,国内现代民用飞机的气动弹性设计参照的适航条款主要为CCAR25.629条款"气动弹性稳定性要求"和咨询通报AC25.629-1A"Aeroelastic Stability Substantiation of Transport Cat... 详细信息

现代民用飞机须严格按照适航规章要求进行设计,国内现代民用飞机的气动弹性设计参照的适航条款主要为CCAR25.629条款"气动弹性稳定性要求"和咨询通报AC25.629-1A"Aeroelastic Stability Substantiation of Transport Category Airplane"。低速颤振模型风洞试验是飞机气动弹性设计中的一种有效技术手段,用以摸清飞机的亚音速颤振特性、影响颤振特性的敏感参数及其影响规律,并验证理论分析结果;低速颤振模型风洞试验同时也是民用飞机适航符合性的一种验证方法,用以表明飞机气动弹性设计的适航符合性。结合某型号飞机研制经验对民用飞机低速颤振模型风洞试验的适航符合性验证技术进行探讨研究,提出了切实可行的民用飞机低速颤振模型风洞试验适航符合性设计和验证方案。

关键词：民用飞机气动弹性颤振模型低速风洞试验适航符合性

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大型客机油箱结构雷电点火源防护验证

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高电压技术 2017年第5期43卷 1432-1437页

作者：赵毅中国商飞上海飞机设计研究院结构部上海201210

为确定大型客机油箱结构雷电点火源防护设计有效性,表明燃油箱防爆条款适航符合性,通过仿真分析与试验相结合进行点火源防护验证研究。仿真分析结果表明:对于大型客机传统铝合金油箱结构,在雷电直接影响下,油箱内部结构与系统管路电流... 详细信息

为确定大型客机油箱结构雷电点火源防护设计有效性,表明燃油箱防爆条款适航符合性,通过仿真分析与试验相结合进行点火源防护验证研究。仿真分析结果表明:对于大型客机传统铝合金油箱结构,在雷电直接影响下,油箱内部结构与系统管路电流电压分量很低,电流值仅为407 A,电压值仅为11 V,远小于能够引起油箱内部点燃的门槛值。通过试验考察,进一步证实了在雷电3区试验波形作用下,油箱内部不会产生高于200μJ能量的点火源。电流和电压试验实测值为175 A和100 V,量级与仿真分析相当。据此可表明,对于传统铝合金大型客机整体油箱,油箱内部雷电点火源防护是偏安全的。

关键词：油箱防爆适航验证雷电防护点火源电流电压分布

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民用飞机翼面结冰颤振特性研究

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振动与冲击 2011年第1期30卷 171-174页

作者：范石磊章俊杰李效法中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部上海200232

翼面结冰是运输类飞机适航标准气动弹性稳定性要求条款(CCAR25.629)规定的必须考虑的失效、故障与不利条件之一,必须通过风洞试验和理论分析相结合的方法来表明飞机对该适航条款的符合性。针对某型民用飞机,进行了模拟翼面不同结冰状态... 详细信息

翼面结冰是运输类飞机适航标准气动弹性稳定性要求条款(CCAR25.629)规定的必须考虑的失效、故障与不利条件之一,必须通过风洞试验和理论分析相结合的方法来表明飞机对该适航条款的符合性。针对某型民用飞机,进行了模拟翼面不同结冰状态的颤振模型风洞试验,采用希利普法外推得到颤振速度;同时对不同结冰状态进行了理论分析。试验与分析结果表明,该型飞机翼面结冰状态下颤振形式为机翼弯扭耦合;翼面结冰对该型飞机颤振速度无不利影响;该型飞机翼面结冰状态满足颤振包线要求。

关键词：翼面结冰颤振特性风洞试验

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超临界机翼跨音速颤振风洞试验研究

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振动与冲击 2014年第4期33卷 190-194页

作者：孙亚军梁技杨飞章俊杰中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部上海201210

某先进民用支线飞机采用超临界机翼设计,跨音速颤振特性是超临界机翼的重要关键技术之一。颤振模型风洞试验是民机研制阶段最有效的跨音速颤振特性适航验证试验。设计了某民机超临界机翼跨音速风洞颤振试验模型并进行颤振风洞试验,根据... 详细信息

某先进民用支线飞机采用超临界机翼设计,跨音速颤振特性是超临界机翼的重要关键技术之一。颤振模型风洞试验是民机研制阶段最有效的跨音速颤振特性适航验证试验。设计了某民机超临界机翼跨音速风洞颤振试验模型并进行颤振风洞试验,根据试验结果并结合亚音速颤振分析和压缩性数值分析,得到了超临界机翼的跨音速颤振压缩性修正曲线。研究表明,超临界机翼跨音速颤振速度最大压缩性修正系数较小,风洞试验结果与理论分析吻合较好,试验结果可以用于飞机的适航取证。

关键词：超临界机翼跨音速颤振模型风洞试验

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机翼上反角对纵向气动特性的影响研究

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应用力学学报 2013年第2期30卷 167-172,299页

作者：张建军司江涛中国商飞上海飞机设计研究院总体气动设计研究部上海200235

利用有限体积法离散求解雷诺平均Navier-Stokes方程,计算了具有不同机翼上反角的翼身组合体构型;着重研究了机翼上反角对纵向升阻、俯仰力矩特性的影响规律;并通过展向压力分布的对比,首次从机理上对这种影响进行了探索解释,为气动布局... 详细信息

利用有限体积法离散求解雷诺平均Navier-Stokes方程,计算了具有不同机翼上反角的翼身组合体构型;着重研究了机翼上反角对纵向升阻、俯仰力矩特性的影响规律;并通过展向压力分布的对比,首次从机理上对这种影响进行了探索解释,为气动布局机翼安装参数的设计提供了思路和参考。研究结果表明:由于上反角主要改变了弦向前50%部分的压力分布,所以机翼上反角越大,前缘上表面吸力峰与下表面正压力下降越多,激波向前移动越大、强度更弱,从而升力、阻力、升阻比均减小。本文在上反角小于9°范围内,上反角每增加1°,升力系数降低0.005,阻力系数降低0.0002,升阻比降低0.04,俯仰力矩导数降低0.001,典型剖面压力最小值降低1%,激波位置前移1.6%。

关键词：机翼上反角升力阻力俯仰力矩展向压力分布

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返力连杆作动器在某型民机颤振设计中的应用研究

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振动与冲击 2013年第1期32卷 174-177页

作者：陈文丁丹烨窦忠谦中国商飞上海飞机设计研究院强度设计研究部上海200232

某型民机方向舵采用返力连杆作动器,这在国内飞机设计中属首次应用。在颤振设计中,研究了其刚度特性、及对垂尾固有特性和颤振特性的影响。研究结果表明,返力连杆作动器部件之间满足刚度串联关系,通过合理的设计,保证作动器有足够的刚度... 详细信息

某型民机方向舵采用返力连杆作动器,这在国内飞机设计中属首次应用。在颤振设计中,研究了其刚度特性、及对垂尾固有特性和颤振特性的影响。研究结果表明,返力连杆作动器部件之间满足刚度串联关系,通过合理的设计,保证作动器有足够的刚度,则垂尾能够在结构减重的情况下,满足运输类飞机适航标准气动弹性稳定性条款(CCAR25.629)和咨询通报AC25.629-1A规定的颤振包线要求。

关键词：民机返力连杆作动器颤振

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基于DMD方法的缝翼低频噪声机理分析

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航空学报 2018年第1期39卷 177-187页

作者：魏佳云李伟鹏许思为赵克良孙一峰上海交通大学航空航天学院上海200240 中国商飞上海飞机设计研究院总体气动部上海201315

认识缝翼低频噪声的产生机理十分重要,可指导先进的主被动噪声控制方法。本文开展了缝翼噪声的大涡模拟(LES),利用动态模态分解(DMD)方法研究了缝翼低频噪声的产生机理。研究结果表明缝翼低频噪声具有显著的偶极子特性,其利用DMD分析揭... 详细信息

认识缝翼低频噪声的产生机理十分重要,可指导先进的主被动噪声控制方法。本文开展了缝翼噪声的大涡模拟(LES),利用动态模态分解(DMD)方法研究了缝翼低频噪声的产生机理。研究结果表明缝翼低频噪声具有显著的偶极子特性,其利用DMD分析揭示了缝翼噪声的产生机理,缝翼低频噪声源于剪切层中的大尺度涡结构与缝翼下壁面的周期性撞击效应,大尺度涡结构与低频噪声之间存在的流-声耦合的闭环反馈机制,根据反馈机制提出并验证了一种预测低频噪声的理论预测模型。

关键词：缝翼噪声大涡模拟动态模态分解(DMD) 流-声耦合闭环反馈机制

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一种多部位损伤全寿命分析的工程方法

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航空学报 2021年第5期42卷 284-294页

作者：奚蔚李强沈培良何瑞杨刚刘世杰中国商飞上海飞机设计研究院机体集成部上海201210 中国商飞上海飞机制造有限公司复合材料中心上海201324

提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法,该方法包含3部分内容。对多裂纹萌生问题,通过研究多细节结构中裂纹萌生机理,将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件,前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积,3个独立事... 详细信息

提出了一种多部位损伤全寿命分析的工程方法,该方法包含3部分内容。对多裂纹萌生问题,通过研究多细节结构中裂纹萌生机理,将裂纹萌生寿命的取值事件转化为3个独立事件的积事件,前者的发生概率等于3个独立事件发生概率的乘积,3个独立事件的发生概率可由单细节结构裂纹萌生寿命的概率分布求得。从而可由单细节结构裂纹萌生寿命概率分布得到多细节结构中依次出现的各条裂纹的萌生寿命的概率分布。对多裂纹扩展问题,先通过有限元方法计算出多裂纹指定长度组合下的应力强度因子,然后引入响应面法,定量地建立了裂纹长度与应力强度因子之间的函数关系,由响应面模型得到多裂纹任意长度组合下的应力强度因子,最后采用循环接循环法进行裂纹扩展分析。对多裂纹结构失效分析,采用亚临界条件判断结构是否失效,认为结构上萌生的首条裂纹与第2条裂纹的位置相邻,裂纹发生首次连通时,结构失效。进行了单细节带孔板与多细节带孔板的裂纹萌生扩展试验,并对多细节带孔板的裂纹萌生扩展寿命和首次裂纹连通寿命进行了预测。预测结果和试验结果吻合良好,表明该方法是有效的。

关键词：多部位损伤裂纹萌生寿命积事件概率分布裂纹扩展寿命裂纹连通

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无缝喷气襟翼特性研究与设计优化

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武汉理工大学学报（交通科学与工程版） 2016年第3期40卷 418-422页

作者：陈功中国商飞上海飞机设计研究院总体气动部上海201210

根据二元翼型的流动控制原理,在无缝襟翼的基础上增加了喷气装置形成无缝喷气襟翼,可使翼型的最大升力系数CL,max进一步提高.为了研究该技术使用的可行性,通过CFD仿真计算并结合控制变量法分析了不同喷射角θ、喷口高度h、喷射速度V对... 详细信息

根据二元翼型的流动控制原理,在无缝襟翼的基础上增加了喷气装置形成无缝喷气襟翼,可使翼型的最大升力系数CL,max进一步提高.为了研究该技术使用的可行性,通过CFD仿真计算并结合控制变量法分析了不同喷射角θ、喷口高度h、喷射速度V对最大升力系数CL,max的影响及规律.通过建立数学模型,并采用遗传算法对该无缝喷气襟翼的方案进行了优化设计.研究表明,使用喷气襟翼技术并选择合适的设计参数可以使二元翼型的最大升力系数得到了明显提高.该种新概念可以作为民用飞机增升装置研发的重要发展方向.

关键词：无缝襟翼流动控制技术遗传算法 CFD仿真

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