基于Kriging代理模型的高速列车头型多目标优化设计

随着列车运行速度的提高,气动阻力成为制约列车提速和节能环保的重要因素之一,尾车的气动升力是影响列车乘坐舒适性和运行安全性的关键气动载荷.本文针对CRH380A三辆编组简化外形,以整车气动阻力和尾车气动升力为优化目标,结合局部型函数三维参数化方法和基于迭代局部搜索算法的带有极大极小准则的中心拉丁超立方采样方法,提出了一套基于自适应非劣分类遗传算法的高速列车头型有约束多目标气动优化设计方法.研究结果表明:局部型函数参数化方法可以较好的应用于复杂三维气动外形的优化设计;自适应非劣分类遗传算法能够较为准确、高效的找到Pareto最优解集;优化后,三辆编组简化外形的整车气动阻力减小3.2%,尾车升力系数减小8.24%,流线型部分的体积减小2.16%,真实外形的整车气动阻力减小2.26%,尾车气动升力减小19.67%,两种外形的气动力变化主要集中在鼻锥和尾锥的变形区域;本文提出的优化设计方法简单、高效,可以为高速列车气动外形多目标、带约束工程优化设计提供参考.     

CRH3型高速列车气动头型优化计算

本文针对CRH3型高速列车的气动外形设计问题,提出了一套高效的头型气动力优化方法.使用NS方程进行流场求解,结合遗传优化算法和任意网格变形技术,避免了流场计算时几何变形和网格剖分的庞大时间开销,提高了优化计算的效率.通过对设计空间中的设计点进行统计分析,研究了优化设计变量与优化目标之间的相关性,分析出了影响优化目标的几个关键变量,并采用Kriging算法对关键设计变量与优化目标进行了响应面分析,得到了关键设计变量与优化目标之间的非线性关系.最后,通过优化头型与原始头型的气动性能比较,对CRH3型高速列车原始头型的气动稳定型进行了评估.     

基于GA-GRNN的高速列车头三维优化设计

针对CRH380A高速列车头部外气动减问,设计了一种新基于由曲面局部函数参数化方法,出了一套基于实数编码遗传算法滑因义回归神经网络响应面模（GA-GRNN）气动外优化方法.优化果表明：局部函数参数化方法操作简单、实现方,使用少设计参数可以控制较大区域,且能保证变形的光顺性和不同区域间滑过;使用同样样本点进行训练,GA-GRNN比GRNN的预测精高,更容易到全局最优;优化后,CRH380A三编简化外气动力减小8.7%,本文出优化设计方法简单、高效,为高速列车气动外工程优化设计供了新思路.     

升弓高度对列车受电弓气动性能的影响

为研究升弓高度对高速列车受电弓气动性能的影响,建立受电弓空气动力学计算模型,采用分离涡模拟方法(DES)研究受电弓不同运行状态下的气动特性.数值仿真计算得到的受电弓气动阻力与风洞试验数据误差小于5%,验证了数值仿真模型和方法的可靠性.研究结果表明:受电弓升弓高度和开闭口运行方式对受电弓周围流场结构影响较大,受电弓气动性能有所差异.当受电弓升弓高度不变和运行速度为400 km/h时,开口运行受电弓气动阻力比闭口运行大2.0%～4.07%;当受电弓开闭口运行方式不变时,受电弓气动阻力与升弓高度呈近似线性关系,在升弓高度0～1.4 m范围内,受电弓气动阻力最大增加9.2%.升弓高度对框架系统的气动特性影响较大,对底座、绝缘子以及弓头的影响较小.随着升弓高度的增加,受电弓框架系统周围流场的脉动加剧,气动阻力变大,而弓头和滑板周围的流场变化较小.滑板表面脉动升力具有明显的主频特性,升弓高度对主频的影响较小,闭口运行时频率分布较开口运行分散.     

小展弦比薄机翼精细化气动优化设计研究

战斗机类小展弦比薄机翼的气动设计,主要考虑机翼的平面形状以及弯扭和厚度修形设计,忽略了机翼翼型的精细化设计,因此气动分析手段一般采用Euler方程结合黏性阻力修正的方法.以某典型战斗机机翼为例,分别使用Euler和RANS方程对机翼的流场与气动特性进行了数值模拟,发现Euler方程无法精确捕捉附面层内的流场结构,证明传统使用的Euler方程已不能满足战斗机机翼精细化设计的需要.对该机翼的翼型进行了气动优化设计,发现翼型的设计对该小展弦比薄机翼会失效,证明这类机翼必须在三维环境下进行多剖面翼型设计.综合FFD参数化方法、稳健的动网格技术、Kriging代理模型和粒子群算法,构建了三维气动优化设计方法.利用该方法对该机翼三个剖面翼型进行了跨音速巡航状态单目标以及跨音速/超音速巡航状态多目标精细化化设计,优化设计后机翼的气动性能得到很大的提高.     

头部厚度分布对飞翼布局失速特性影响研究

跨音速条件下,大后掠飞翼布局翼身厚度分布影响激波/前缘涡干扰,进一步影响全机的失速特性.本文采用数值模拟方法,研究了跨音速时头部翼身厚度分布对小展弦比飞翼布局失速特性的影响规律及其对失速迎角附近激波/前缘涡干扰特性的影响.研究结果表明,减小机身头部厚度,将使机身背风侧第一道激波位置后移,激波/前缘涡干扰减弱,涡破裂点位置后移.将座舱位置后移10%机身长度,可使背风侧第一道激波位置后移到后缘附近,前缘涡破裂迎角增大4°左右,使全机失速迎角和可用升力系数增大,显著改善失速特性和俯仰力矩上仰特性.同时,将机头座舱位置后移,有利于减小全机的航向静不稳定裕度,提高航向静稳定性.该研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供基础.     

考虑抖振特性的变弯度机翼设计研究

变弯度技术可以提升大升力系数下机翼的抖振特性,对于提高民航客机的综合性能具有重要意义.构造了光滑、连续、可微的定量描述激波-附面层干扰导致的分离强度演变规律的分离函数,实现了适用于大规模精细化气动外形优化的抖振始发特性评估方法.基于典型的民用客机标模,开展了考虑抖振性能约束的机翼后缘变弯度减阻优化设计研究.结果表明采用后缘变弯度技术,在1.3g抖振点减弱激波以及激波附面层干扰导致的流动分离强度,可以获得1.89%的减阻量.以设计点阻力最小进行优化,设计点机翼后缘能够以更大的逆压梯度进行压力恢复;同时在1.3g抖振状态减小逆压梯度,降低分离强度,从而减弱了抖振性能约束对设计点产生的影响.在俯仰力矩配平条件下,获得接近1%的减阻收益.因此结合分离函数预测抖振特性的气动优化设计方法可以对变弯度机翼进行深入的优化设计,让机翼的变弯度收益具备更为实际的参考价值.     

基于区间的风机系统翼型气动性能不确定性优化

针对样本数据少、信息缺乏的工程问题,研究了一种风机翼型气动性能区间的不确定性优化方法.通过建立区间模型非概率可靠性指标,在Kriging近似模型基础上,构建了稳健性优化模型.并采用了双重优化求解策略进行求解,以提高优化效率.为了提高叶型造型的拟合精度,采用五项多项式方法对翼型各截面进行参数化建模.通过和试验结果进行对比可知,该方法可满足风机气动性能优化精度要求.该方法为风机气动性能优化提供了新的途径,为轨道交通风机系统节能减排的市场实用化奠定了基础.     

民用客机变弯度机翼优化设计

针对民用客机机翼-机身-平尾构型开展了后缘连续变弯度机翼气动优化设计,并探索了在优化设计中添加俯仰力矩配平约束的必要性.采用自由型面变形(free form deformation,FFD)方法对全机构型进行参数化,可实现机翼型面、后缘弯度和平尾偏转角的改变.采用基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程的离散伴随技术求解气动力系数对设计变量的梯度,并采用序列二次规划算法进行基于梯度的气动优化设计.针对CRM(common research model)构型开展了考虑多约束的气动减阻优化设计,验证了优化设计系统的有效性.在此基础上,针对不同巡航升力系数分别进行了考虑和不考虑全机力矩配平约束的变弯度机翼优化设计.优化结果表明,通过机翼后缘变弯度可以改善机翼展向升力系数分布、减小激波强度;为了获得综合最优的减阻设计结果,必须考虑力矩配平约束.     

基于控制理论的透平叶栅气动反设计优化

本文应用控制理论,采用提出的基于网格节点位置坐标直接变分法,研究建立了一般性优化问题的伴随系统,研究发展了基于控制理论的轴流式透平叶栅气动反设计优化方法与系统.该伴随系统的推导过程以尽可能的减少计算资源为宗旨,应用分部积分公式和连续伴随方法,最终得到的目标泛函变分的表达式中仅仅含有网格坐标变分的边界积分项,避免了梯度计算过程中网格内部节点的重复生成,相对于传统的伴随方法更进一步节省了计算资源.伴随系统的数值求解采用ROE格式近似黎曼通量和显式五步龙格-库塔时间推进法,并使用多重网格技术和当地时间步长加速收敛.为验证本文伴随系统的稳定性、通用性、收敛性和精确性,通过定义不同的目标函数进行了考核,研究结果表明,本文所研发的伴随系统和反设计优化系统具有优秀的鲁棒性和高效性,能够有效应用于轴流式透平叶栅气动反设计优化中.在此基础上,结合本文所研究的气动优化理论,建立了应用Euler方程和N-S方程的伴随方法叶栅气动反设计优化方法与系统,研发了轴流式叶栅的二维、三维无黏及黏性条件下的压力反设计、等熵马赫数反设计软件,成功进行了数值算例研究,验证了该优化系统的有效性和经济性.     

一种集成通用高超声速飞行器气动工程预测系统

本文建立了一种面向高超声速飞行器的集成通用气动预测系统.通过引入CAD/CG建模技术实现了复杂飞行器3D几何模型的快速准确建模,并可以利用网络上的共享模型资源直接计算.引入FEM技术和自由网格生成算法,实现了复杂飞行器模型的快速网格生成.设计并开发了通用面元几何分析程序,建立了外法线快速矫正方法.基于面元气动分析理论开发了面元气动分析求解器,实现了面元气动计算和整机气动参数整合,能计算飞行器的气动力、力矩和气动导数.通过软件集成调用技术,将几何建模、面元划分、面元分析、面元气动计算以及后处理集成在统一的软件系统中,实现了高超声速飞行器气动参数的全自动计算与分析.HTV-2和航天飞机的仿真计算结果表明了该系统的有效性.     

升阻比对可重复使用运载器爬升特性影响

针对地面助推水平发射的两级入轨空天飞行器,以一级可重复使用运载器气动特性和爬升弹道特性耦合研究为目标,基于二维三自由度弹道方程,通过计算较系统地分析了运载器升阻比对其分离点速度、高度、弹道倾角、动压、最大过载等一系列参数的影响,并与垂直爬升弹道进行了比较.计算结果表明升力爬升弹道较垂直爬升弹道可获得更高的分离点速度,且在小推重比条件下差别尤为明显.同时,通过提高升阻比,可有效提升分离点高度、减小分离点动压以及全弹道最大过载等,并可大幅拓宽分离点弹道倾角的调节范围.最后对地面助推水平发射方式及对应最佳弹道方案进行了讨论,并提出了气动布局设计的关键需求.     

基于直接控制FFD参数化方法的跨声速层流翼身组合体稳健性设计

自由变形技术(FFD)技术不是对几何外形的直接操作,进行精细化设计时需引入高阶FFD控制体,针对其在参数化几何外形时的局限性,开展了直接控制FFD参数化方法的研究.通过对基础外形典型剖面进行扰动,将扰动量通过参数识别反映到FFD控制节点上,反求控制节点的位移,有效地降低了高阶FFD控制体进行三维外形参数化时设计变量的个数,并且将典型剖面参数化与三维外形灵活结合,更具物理直观性.运用此参数化方法结合四元数网格变形技术,采用γ- Reθt转捩模型进行边界层数值转捩模拟,多种群协作粒子群算法以及自适应采样技术构建稳健性优化设计系统,运用该系统对于跨音速层流翼身组合体进行了稳健性设计,设计结果表明,优化后的翼身组合体在马赫数不确定性范围内不仅可以保持大范围的层流区域,还可以控制激波缓慢发展,具有较好的稳健性.     

DCT变速混合动力轿车制动降档过程优化控制

针对装配干式双离合器式自动变速器(dual clutch transmission,DCT)的弱混合动力轿车发动机辅助制动工况,为充分回收制动能量,制定了电液复合制动力矩分配策略,并对该工况瞬态降档过程各阶段离合器传递力矩和ISG电机输出力矩协调控制问题展开了研究.首先,建立了DCT降档过程动力学方程,模糊识别驾驶员制动意图,计算并获得驾驶员需求制动力矩,考虑电机最大制动力矩限制、发动机辅助制动力矩以及整车行驶阻力矩,根据所制定的复合制动力矩分配策略决策了发动机辅助制动过程ISG目标输出力矩;其次,设计降档过程转矩相分离离合器控制律,模型计算得到了离合器传递力矩;再者,考虑ISG电机力矩响应速度及转速同步时刻冲击度等,设计了发动机转速参考轨迹,并综合运用线性二次型最优跟踪及模型参考自适应控制,在外界扰动及模型参数摄动的情况下求取了惯性相结合离合器转速同步过程ISG电机输出力矩;最后,为避免从降档过程切换至在档稳定减速制动时,由于电机力矩突变所造成的车辆较大冲击,设计了电机力矩切换控制策略.仿真结果表明:所设计的制动降档控制策略能够充分利用发动机辅助制动力矩,并回收部分制动能量,ISG电机能够响应降档过程需求制动力矩的变化,实现快速换档.     

基于深度强化学习与演化计算的风-水-火混合增强智能调度

火电、水电和风电是我国电力工业系统的三大能源主体,根据风-水-火发电互补特性,建立联合优化调度模型对于降低电力系统运行成本以及促进新能源消纳具有重要意义.然而梯级水电站间的时空耦合性、风电的不确定性以及风-水-火多能源相互关联的复杂约束使得联合调度模型求解较为困难.因此,本文提出了一种基于深度强化学习(deep reinforcement learning, DRL)与演化计算的混合增强智能优化框架.该框架首先利用深度强化学习与风-水-火联合调度模型进行交互,并根据交互数据对联合调度模型复杂规律进行持续学习,优化自身控制策略,提高智能体泛化能力.此后,在解决实际调度问题时,为进一步提升算法的个性化能力,利用演化计算算法(particle swarm optimization, PSO)在经过训练的DRL上进一步优化调度方案,实现风-水-火联合调度的快速决策.算例分析表明,所提出的混合增强智能优化框架求解速度快、寻优能力强,提升了DRL优化性能的鲁棒性,提高了风-水-火系统运行的经济性及风电消纳能力.     

考虑多种污染物时空分布的电力系统高维多目标优化调度策略

提出了一种全新的考虑多种污染物时空分布的电力系统高维多目标优化调度策略.首先,构建出一种真正适用于电力调度的火电厂污染物时空分布模型,首次将大气边界层的日变化考虑在内,充分体现了火电厂的污染物扩散特征,提升了结果的准确性;然后,结合各类污染物的时空分布特点及环境容量,建立同时减少发电成本、碳排放及PM_(2.5),SO_2,NO_2空气质量影响的高维多目标优化调度模型;最后,借助具有代表性的高维多目标优化算法获得近似的帕累托最优解集,并提出一种考虑目标特征与环境容量的多目标决策方法筛选折中解.采用自建的模拟城市案例以及广东省案例进行仿真,结果表明:所述调度方法不仅可以有效改善空气质量,还可根据环境容量的时空变化做出相应的调整,真正意义上实现经济、环保的电力调度.     

机构近似综合的统一模型与自适应方法

提出了平面、球面和空间曲线拟合的自适应方法, 将空间直纹面分解为球面像曲线和空间腰曲线进行特征描述, 并把机构综合问题转化为曲线自适应拟合问题, 给出了平面近似圆点、球面近似圆点和空间近似定轴线等概念, 建立了从平面、球面到空间机构综合的统一模型和自适应方法, 为机构优化综合解的存在性和优化算法的收敛性提供了理论依据.     

水平井多簇压裂裂缝的竞争扩展与控制

针对水平井多簇压裂多裂缝竞争扩展问题,通过近似解显式求解了多裂缝扩展时的应力干扰作用,建立了水平井多簇射孔裂缝扩展模型.模型采用了近似方法,在保证一定精度的基础上,简化了计算工作量,并通过隐式水平集算法验证了方法的可靠性.基于该模型,对不同射孔工艺条件下各簇裂缝缝长、缝宽与进液量进行了数值模拟.结果表明:射孔摩阻和多裂缝应力干扰作用共同决定各簇裂缝流量分配.多簇裂缝同步扩展时,中间簇裂缝由于受到外侧裂缝的挤压作用,进液量、缝长和缝宽均小于外侧裂缝.缝间距增大会削弱中间簇裂缝流量、宽度和缝长减小的趋势.通过减少每簇射孔数量、射孔直径或者采用非均匀射孔的方式,可以促进各簇裂缝均衡进液与延伸.该研究为多裂缝展布形态优化与控制方法提供了理论依据与参考方法.     

基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道

提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计,而吻切轴对称理论则可以运用于变截面内乘波式进气道设计.在此基础上,提出了变截面内乘波式进气道的两类具体设计方法.采用这两类方法,获得了三角形进口到椭圆出口和方形进口到椭圆出口的变截面内乘波式进气道方案.计算结果证实,变截面内乘波式进气道设计理论可以在实现截面形状三维复杂过渡的同时,保证进气道内部激波形状和主要流动特征仍与设计基本流场一致,进气道初始激波贴口,实现内乘波,全流量捕获来流.该设计理论为复杂外形的三维高超声速进气道设计提供了思路,但此类进气道在设计和非设计状态下的具体流动特征及工作特性都还有待进一步研究.     

翼型和机翼的多目标优化设计研究

为使已有的单目标优化方法推广用于多目标/多学科优化中去, 构造一个合适的综合目标函数(确定性算法)或适应函数(遗传算法)是十分重要的. 提出了一种适用于具有约束优化问题的目标函数组合法(OFCM), 讨论了采用确定性算法和遗传算法进行高性能翼型和机翼的双目标和双学科优化的问题. 二维(翼型)和三维(机翼)算例表明本文的方法可用于优化不同流体条件下、不同类型的翼型和机翼.