气动设计

摘要： 结合飞行器总体快速设计需求,研究基于正交试验设计的气动外形分析方法。通过正交试验设计,获得飞行器气动特性数据,再根据试验结果的极差分析和方差分析,快速明确飞行器外形参数与阻力系数的影响程度,辨识关键参数,指导飞行器外形设计。以某飞行器为应用对象开展了实例验证,结果表明该方法能够快速获得满足要求的气动外形,提高分析效率,满足总体方案快速设计需求。

摘要： 气压传动具有安全可靠、结构紧凑、维修方便、动作迅速平稳、成本低等优点,气动驱动在送料设备中已广泛应用。文章设计了一套气动驱动系统保险管自动组装机。

摘要： 跨声速运输类飞机由于机翼展弦比大,使得气动加载下机翼变形量大,气动/结构耦合效应明显,因而开展耦合优化设计对提升飞机综合性能具有重要意义。本文研发了一种对该类机翼进行变可信度气动/结构耦合优化设计的自主软件平台(AeroStruct),气动数值模拟可选用N-S/Euler/全速势方程,结构数值模拟集成了结构有限元分析平台,气动/结构耦合分析采用径向基函数插值方法进行数据传递,在自主开发的SurroOpt代理优化软件基础上集成分析模块,实现了考虑静气动弹性效应的机翼气动/结构耦合优化设计。对uCRM-9标模机翼进行了包含76个设计变量的减重优化设计,最优方案比基准机翼结构质量减小约13%,优化效果显著。

摘要： 以风力机的通用集成翼型为对象,分析了通用翼型升力系数、升阻比等气动性能。选取了自主设计的相对厚度为18%风力机通用翼型,完成了小型风力机叶片的气动外形设计。以修正的风力机风轮空气动力学模型为基础确定了叶片弦长以及扭角的分布。根据叶片的形状参数,完成了叶片的三维实体以及有限元模型的建立,应用ANSYS软件分析了叶片的结构强度性能。采用玻璃纤维材料,完成了叶片的加工制作。对制作完成叶片进行了风轮的组装,测试分析了组装风轮的输出功率特性。研究结果为风力机叶片的设计制造提供了理论支持。

摘要： 连续式跨声速风洞是采用轴流压缩机驱动的、可持续运行的变密度回流式风洞。一方面,此类风洞具有运行工况范围宽的典型特征,驱动风洞主回路气流的轴流压缩机需要具备在宽工况范围稳定高效运行的能力;另一方面,良好的风洞试验段动态流场品质要求轴流压缩机进出口气流噪声不高于140 dB。宽工况范围的高效稳定运行要求和低噪声设计要求给连续式跨声速风洞轴流压缩机的研制带来挑战。针对试验段马赫数为0.2~1.6的典型连续式跨声速风洞轴流压缩机研制,重点分析了连续式跨声速风洞压缩机的载荷特性;分析了以动静叶调节有效性、设计点选取、做功系数与流量系数选择、子午流道形式选择为核心内容的压缩机气动设计基本原则及轴流压缩机低噪声设计思想;给出并分析了相应的设计结果与试验测试结果。分析表明:当轴流压缩机反动度大于0.5时,动叶调节比静叶调节更有效,反之则静叶调节更有效;对于试验段马赫数为0.2~1.6的连续式跨声速风洞轴流压缩机设计而言,压缩机设计点宜选取在马赫数为1.4附近,设计点对应的流量系数和做功系数宜分别选取在0.6和0.25左右;采用等外径子午流道的形式可有效提升压缩机气动性能;合理选择压缩机级间距因子和压缩机动、静叶片数之比可有效抑制压缩机气动噪声。

摘要： 为了研究高速直升机的动力推进装置,基于螺旋桨片条理论和环量优化设计理论对高速直升机尾推螺旋桨进行了气动优化设计和气动性能计算.在设计过程中,以高速飞行工况(H=2000 m,v=400 km/h)为设计点,完成了一款直径D=2.5 m高速直升机尾推螺旋桨的气动方案,给出了螺旋桨桨叶最优环量、弦长以及扭转角分布.基于采用片条理论计算了在不同工况下螺旋桨的气动性能,结果表明该螺旋桨在较宽的前进比范围内均能保持较高效率(η=0.80~0.85).同时采用CFD数值模拟方法完成了2个典型状态点(静止状态v=0 km/h、高速状态v=400 km/h)的气动性能分析,获取了螺旋桨气动性能参数和流场信息,其中数值计算的拉力系数和效率值与理论计算值相差1%~2%,从而验证了复合式高速直升机尾推螺旋桨气动设计方案可靠性.

摘要： 中国航天空气动力技术研究院建设的2.0 m高能脉冲风洞(FD–21)是一座自由活塞激波风洞,该风洞拓展了中国航天空气动力技术研究院原有的试验能力。主要介绍了这座风洞的研制过程和若干关键技术。在吸收国外相关理论和经验的同时,独立解决了诸多关键性的气动问题,并通过逆向设计流程完成了风洞的气动设计。基于这些努力,高能脉冲风洞在建造过程中,逐步克服了活塞发射、活塞止停和全浮动风洞支撑等工程技术难点。FD–21的成功研制标志着自由活塞驱动技术的全面掌握,缩小了我国高焓地面模拟设备与国外的差距,对提升我国高超声速领域的研究水平具有重要意义。

摘要： 向心透平膨胀机具有效率高、结构简单等优点,是有机朗肯循环系统的核心部件,其性能直接影响系统热功转化效率。在内燃机余热回收系统中,透平工作状态会受内燃机复杂多变的工况影响,分析其全工况性能、探索其工况边界特点十分必要。利用计算流体力学软件进行数值模拟,开展向心透平全工况性能分析。结果表明:设计工况下输出功率和效率分别为13.435 kW、79.31%;对于非设计工况,温度变化对透平性能的影响幅度较小;入口压力通过改变透平质量流量来影响输出功率,二者呈线性关系;当入口压力为50%设计值时,透平效率受转速影响变化剧烈,很难再稳定工作;转速对透平工作状态影响较大,在±40%内变化时效率在60%以上,峰值接近80%;当转速变化超过±50%时,效率大幅下降甚至迫近零点,此时透平不宜再运行。该研究结果可为内燃机余热回收系统向心透平设计及实际运行提供参考。

摘要： 为了研究对转桨扇的前后级桨距、级间距和桨扇直径等设计参数在不同进距比时对其性能的影响,采用NUMECA软件对一种高速对转桨扇的三维流场进行定常数值计算与分析。结果表明:前后级桨距的变化对对转桨扇的性能影响较明显;级间距的变化对对转桨扇的性能影响不大;相比于原尺寸桨扇,直径越小,对转桨扇整体的性能下降越明显。

摘要： 为实现高超声速进气道快速设计、缩短设计迭代周期,将基于激波形状和基于壁面参数分布的型面逆设计方法相结合,给出了一种兼顾几何约束和气动需求的曲面压缩高超声速进气道参数化设计方法;同时,基于有旋特征线法提出了一种进气道流场快速求解方法(MOC),通过准确捕捉弯曲激波、唇罩激波、肩部膨胀区以及反射激波系等流场结构,实现了对高超声速进气道设计工况及亚额定工况下流场及无粘性能的快速求解。与CFD方法相比,MOC方法求解效率提升300倍左右,不同工况下的进气道喉道截面性能求解误差不超过2%;将高超声速进气道参数化设计方法与流场快速求解方法相结合,在获取进气道设计方案的同时,可快速获取进气道在不同工况下的无粘气动性能,从而为进气道的自动优化设计提供支撑。

摘要： 本文首先介绍了叶片设计发展现状，指出了叶片气动可靠性思考，主要包括：气动设计可靠性，制造可靠性保证。

摘要： 本文针对可降解飞翼无人机开展了气动设计与分析研究.基于机体可降解约束,从模块化任务装载和低翼载荷两类需求入手,给出可降解无人机气动设计策略,提出了一种高效稳定续航的新型可降解飞翼无人机气动布局方案;针对气动布局方案,通过低雷诺数转捩数值模拟分析了全机宏观性能和微观流动特征.研究表明无人机符合可降解约束下的低翼载荷和任务装载模块化的需求,全机具有较好的横纵向性能,失速特性和缓、最大升阻比大于24,纵向静稳定性约-9％.

摘要： 在航空航天领域,飞行器的气动外形设计逐渐向综合考虑多学科、多设计状态的方向发展.多目标气动优化设计方法为应对未来飞行器复杂设计问题提供了一个有效的解决途径,并逐渐成为气动优化设计的研究前沿热点之一.多目标气动优化设计方法的关键和核心在于鲁棒高效的多目标优化算法.目前,以NSGA-Ⅱ为代表的传统多目标进化算法发展较为成熟,并且已经在飞行器气动设计中得到了应用.然而,如果在气动优化设计中使用这些传统的多目标进化算法,需要大量调用CFD分析,当采用高可信度数值模拟时,会使得气动设计代价过于昂贵.因此,本文提出了一种基于代理模型的多目标进化算法(SBMO),并发展了基于SBMO的多目标气动优化设计方法,在获得与传统多目标进化算法相近优化结果的前提下,显著减少了高可信度数值模拟次数,从而大幅缩短了设计周期,降低了设计成本.采用7个多目标优化测试函数算例和两个RAE2822翼型的多目标气动优化设计算例,将SBMO和NSGA-Ⅱ算法的优化效率和效果进行了对比.结果表明,SBMO在获得与NSGA-Ⅱ相近优化效果的条件下,其所需CFD计算次数约为后者的十分之一.

摘要： 尾缘吹气式阵风发生器相比于摆动叶片式阵风发生器的优点在于:阵风发生器叶片无需运动,便于与风洞连接,而且没有惯性载荷;控制系统多样化,可以产生较宽频率的阵风.因此,此种形式的阵风发生器是高速风洞中理想的阵风发生器形式.以气动院FL-61风洞为依托,研制了一套适用于该风洞的阵风发生器原理样件,对阵风发生器叶片气动外形、内部结构以及射流控制方式等进行了设计,采用CFD数值模拟手段研究了叶片外形、尾缘形状以及吹气孔高度等参数对阵风场的影响,计算结果表明,本文设计的叶片气动外形及内部结构能够使阵风发生器后方产生简谐形式的阵风场,验证了尾缘吹气形式阵风发生器的可行性;通过机械式旋转开关的周期性运动控制流量的方式,能够达到产生周期性阵风场的目的,与采用大规模电磁阀进行控制方式性比,难度大大降低.

摘要： 使用进化算法直接调用CFD的直接优化方法已经成为气动外形设计的一种重要手段,但其需要大量的函数评估才可能搜索到全局最优值,而当前通过CFD工具进行单次气动特性评估就已经相当耗时,采用进化算法直接调用CFD进行气动外形设计,其计算花费是非常大且不可接受的.针对上述问题,本文基于TLBO算法进化过程中产生的不均匀数据,利用RBF神经网络建立模型,依靠随迭代过程不断更新的模型预测气动外形设计的最优解,大幅减少TLBO算法优化评估CFD的次数,从而提升进化算法优化效率,进而提升进行低维气动设计的效率.仿真结果表明,通过使用RBF神经网络模型进行最优区域预测,TLBO算法的优化效率得到显著提升,能够大幅提升直接气动外形设计的效率.

摘要： 本文提出了利用后缘变弯度技术对机翼抖振边界的提升效用,在机翼气动设计中通过放宽抖振边界约束达到气动减阻的设计思路.使用计算流体力学手段对比分析了某宽体客机初始机翼外形方案和其改进方案,发现将部分升力载荷由内翼转移至外翼后,得到的改进方案可获得2count(1count=阻力系数0.0001)左右的诱导阻力下降,但抖振起始升力系数略有降低.按放宽抖振边界的思路完成了另一宽体客机机翼设计.在机翼/机身/吊挂/短舱构型中,计算分析了以襟翼和扰流板偏转实现机翼后缘变弯度对巡航工况下展向载荷分布和气动性能的影响规律.变弯度将抖振边界提高6％后接近满足适航规章要求,而放宽抖振边界设计带来的巡航诱导阻力降低超过6count.最后从飞机设计和使用角度考虑,合理预测了变弯度的使用策略.

摘要： 微型无人飞行器(MAV)在现代战争中扮演的角色愈来愈重要,其以低成本,高性能,可抛弃,易操作为特点为作战部队和决策者提供重要的情报、监视和执行侦察(ISR)任务.本文提出了以纸飞机为理念的MAV模型,建立了6种(分为3组)不同的“纸飞机飞行器”气动外形并展开相关工作,提取出其气动性能关键影响参数,如机翼面积、机身面积、机头形状、机翼后掠角等,通过CFD数值模拟,以雷诺平均纳维斯托克斯(RANS)方法对纸飞机型飞行器的气动特性进行了初步的分析研究,结果表明在较低雷诺数下(10000–20000),对于所建的纸飞机气动外形:平头与尖头纸飞机的气动特性相差很小,平头纸飞机气动性能略好;机身头部内折的纸飞机气动特性相较机身头部外伸的纸飞机性能好很多;机身在机翼上下的分布情况也对纸飞机的气动特性构成了较大影响.

摘要： 微型无人飞行器(MAV)在现代战争中扮演的角色愈来愈重要,其以低成本,高性能,可抛弃,易操作为特点为作战部队和决策者提供重要的情报、监视和执行侦察(ISR)任务.本文提出了以纸飞机为理念的MAV模型,建立了6种(分为3组)不同的“纸飞机飞行器”气动外形并展开相关工作,提取出其气动性能关键影响参数,如机翼面积、机身面积、机头形状、机翼后掠角等,通过CFD数值模拟,以雷诺平均纳维斯托克斯(RANS)方法对纸飞机型飞行器的气动特性进行了初步的分析研究,结果表明在较低雷诺数下(10000–20000),对于所建的纸飞机气动外形:平头与尖头纸飞机的气动特性相差很小,平头纸飞机气动性能略好;机身头部内折的纸飞机气动特性相较机身头部外伸的纸飞机性能好很多;机身在机翼上下的分布情况也对纸飞机的气动特性构成了较大影响.

摘要： 微型无人飞行器(MAV)在现代战争中扮演的角色愈来愈重要,其以低成本,高性能,可抛弃,易操作为特点为作战部队和决策者提供重要的情报、监视和执行侦察(ISR)任务.本文提出了以纸飞机为理念的MAV模型,建立了6种(分为3组)不同的“纸飞机飞行器”气动外形并展开相关工作,提取出其气动性能关键影响参数,如机翼面积、机身面积、机头形状、机翼后掠角等,通过CFD数值模拟,以雷诺平均纳维斯托克斯(RANS)方法对纸飞机型飞行器的气动特性进行了初步的分析研究,结果表明在较低雷诺数下(10000–20000),对于所建的纸飞机气动外形:平头与尖头纸飞机的气动特性相差很小,平头纸飞机气动性能略好;机身头部内折的纸飞机气动特性相较机身头部外伸的纸飞机性能好很多;机身在机翼上下的分布情况也对纸飞机的气动特性构成了较大影响.

摘要： 飞行器在实际飞行过程中,来流马赫数或迎角等工况不确定性对其气动性能有很大的影响.随着设计变量以及不确定性变量的增加,不确定性量化以及优化设计的计算成本将急剧增加,急需发展更高效的鲁棒气动优化设计方法.本文采用代理模型辅助的蒙特卡洛方法和无味变换方法进行不确定性量化,并采用基于kriging模型的代理优化方法开展了鲁棒气动优化设计研究.M6机翼在来流马赫数不确定条件下的鲁棒气动优化设计结果表明,采用无味变换结合代理优化方法进行鲁棒优化设计的效率较高,经过鲁棒优化设计机翼的气动性能相比与确定性优化设计的机翼对来流马赫数的波动不敏感,具有较高的鲁棒性.

摘要： 本发明提供一种能够在对风力机的叶片进行更全面的优化设计，从而在保证叶片拥有较高气动性能的同时、降低其所受的载荷的考虑气动效率与气动载荷的风力机叶片优化设计方法，包括如下步骤：步骤S1，确定叶片的设计工况以及该叶片的多个叶片截面的几何参数，并在设计工况下通过气动分析分别计算出各个叶片截面的气动性能；步骤S2，将叶片分为多个叶素，并基于动量‑叶素理论以及气动性能计算出叶片的受力情况以及输出功率，进一步以叶片的最小叶根弯矩与最大输出功率为优化目标来构建目标函数；步骤S3，采用多岛遗传算法对目标函数进行求解从而得到各个叶片截面的优化翼型以及优化安装角。

摘要： 本发明提供一气动缓冲方法、气动缓冲装置以及气动传输设备，其中所述气动缓冲方法包括如下步骤：以气流缓冲在一传输管道内朝向一管道出口被传输的物品，其中所述缓冲气流由一缓冲动力源提供，和在所述被传输物品的前进方向的一预设位置检测被缓冲的所述被传输物品以判断在预设时间内所述被传输物品是否通过，如果没有，控制所述缓冲动力源以在后续的时间内向所述被传输物品提供整体上变小的缓冲阻力。

摘要： 本发明提供一种气动降噪单元，包括多个吸声元胞，多个吸声元胞沿一直线并列排布且各元胞参数不同，每个吸声元胞包括变截面通道和空腔，变截面通道的一端和空腔连通，另一端为声波入口；变截面通道包括多个串联的子通道，各子通道截面积沿远离空腔方向递增。本发明还提供一种气动降噪超表面，包括多个如上所述的气动降噪单元，且由气动降噪单元周期性阵列形成。本发明还提供一种如上所述的气动降噪单元设计方法，本发明提供的方案可减少声质量，有利于宽带控制，并减少宽带控制时耦合吸声元胞数目，入射流作用下，较传统赫姆霍兹减振器(HR)的流动敏感性低，流量增加对结构声阻抗及其峰值频率增幅的影响更小，有利于更低频气动噪声的有效控制。

摘要： 本发明提供一种能够在对风力机的叶片进行更全面的优化设计，从而在保证叶片拥有较高气动性能的同时、降低其所受的载荷的考虑气动效率与气动载荷的风力机叶片优化设计方法，包括如下步骤：步骤S1，确定叶片的设计工况以及该叶片的多个叶片截面的几何参数，并在设计工况下通过气动分析分别计算出各个叶片截面的气动性能；步骤S2，将叶片分为多个叶素，并基于动量‑叶素理论以及气动性能计算出叶片的受力情况以及输出功率，进一步以叶片的最小叶根弯矩与最大输出功率为优化目标来构建目标函数；步骤S3，采用多岛遗传算法对目标函数进行求解从而得到各个叶片截面的优化翼型以及优化安装角。

摘要： 本发明涉及一种用于车辆的电子气动制动设备的电子气动调制器(110)的壳体(115)。所述壳体具有电子室(135)和接收室(140)。所述电子室(135)形成为用于从所述壳体(115)的第一侧接收所述电子气动调制器(110)的至少一个电气和/或电子部件(120)。所述接收室(140)与所述电子室(135)相对置地布置，并且形成为用于从所述壳体(115)的与所述第一侧相对置的第二侧接收中继活塞(125)和用于引导所述中继活塞(125)的引导装置(130)。所述壳体(115)一体式形成。

摘要： 本实用新型公开了一种基于气动元件设计的气动爬杆机器人，包括超薄气缸、双轴气缸、单电控两位五通电磁阀、双电控两位五通电磁阀、双电控三位五通电磁阀、光电开关、磁性开关、爬杆、缓冲保护装置、行程左极限、行程右极限、后臂爬行结构、后臂上限位、后臂下限位、形体左限位、多点定位感测装置、形体右限位、前臂上限位、前臂下限位、前臂爬行结构、后臂夹紧结构和前臂夹紧结构。选用FX3U系列PLC作为爬杆起机器的控制器，能够更好的满足用户的需求，Air TAC的气动产品在国内市场占有率很高且拥有很高的性价比，同时利用亚控的组态王与PLC的通讯交换数据，可以远程控制的爬杆机器人工作。

摘要： 本发明公开了一种考虑设计叶尖速比对风力机静、动态性能影响的风力机气动设计方法。该方法以风力机闭环性能指标——平均风能捕获效率作为目标函数，并将原先设计叶尖速比与弦长、扭角分离优化的流程改进为联合优化，使得原本忽略最大功率点跟踪（Maximum Power Point Tracking，MPPT）控制动态的风力机气动设计能够考虑到跟踪性能的不足，从而协调风力机的静态气动性能与跟踪动态过程。本发明所提方法能够有效提高变速风机在湍流风速下的风能捕获效率。

摘要： 本发明公开了一种考虑气动和结构多类型设计变量的机翼设计方法，首先根据气动设计过程得到的外形控制变量，利用三维类别/形状函数构建参数化外形，获取气动外形点的笛卡尔坐标，并在外形点的基础上生成光滑气动外形曲面；通过拾取机翼结构树中的可控设计变量，实现给定外形下的机翼内部结构布置；利用以RBF插值代表的邻域插值技术，以气动外形为约束，实现结构布置与外形参数的高效随动匹配；通过文件定位解析的方法，针对不同类型设计变量在模型树上存在的独立或依存关系，最终完成气动/结构学科耦合作用下的三维机翼设计。本发明兼顾了气动/结构两个学科的内容，实现了模型的联动更新，具有通用性强、适用广泛方便的特点。

摘要： 本发明公开了一种考虑气动和结构多类型设计变量的机翼设计方法，首先根据气动设计过程得到的外形控制变量，利用三维类别/形状函数构建参数化外形，获取气动外形点的笛卡尔坐标，并在外形点的基础上生成光滑气动外形曲面；通过拾取机翼结构树中的可控设计变量，实现给定外形下的机翼内部结构布置；利用以RBF插值代表的邻域插值技术，以气动外形为约束，实现结构布置与外形参数的高效随动匹配；通过文件定位解析的方法，针对不同类型设计变量在模型树上存在的独立或依存关系，最终完成气动/结构学科耦合作用下的三维机翼设计。本发明兼顾了气动/结构两个学科的内容，实现了模型的联动更新，具有通用性强、适用广泛方便的特点。

摘要： 本发明公开了一种考虑设计叶尖速比对风力机静、动态性能影响的风力机气动设计方法。该方法以风力机闭环性能指标——平均风能捕获效率作为目标函数，并将原先设计叶尖速比与弦长、扭角分离优化的流程改进为联合优化，使得原本忽略最大功率点跟踪（Maximum Power Point Tracking，MPPT）控制动态的风力机气动设计能够考虑到跟踪性能的不足，从而协调风力机的静态气动性能与跟踪动态过程。本发明所提方法能够有效提高变速风机在湍流风速下的风能捕获效率。