面向总体性能的高速飞行器布局优化

飞行器气动布局的选型和优化技术在总体设计中处于关键地位,在临近空间飞行的飞行器对升阻比和操控性能都提出了更高的要求。翼身组合的升力体外形由于兼顾内部装填以及升阻特性成为了目前高速飞行器主要的设计方向。以一类具有普适性的面对称升力体外形为基础,采用相关性分析手段提取出飞行器的关键几何参数,挖掘出几何参数对所关心的总体性能指标的影响度大小,并建立起基于CFD方法的气动布局优化平台,以总体性能指标为约束,优化出高升阻比外形,通过风洞试验验证了优化设计方法的有效性,为高速飞行器的气动布局工程化设计提供了有效的技术手段。      

基于代理模型的高超声速飞行器协同优化设计

建立了类X-51A高超声速飞行器的多学科模型,包括外形、气动、推进、质量、热流、弹道等学科.采用多学科设计优化(MDO, Multidisciplinary Design Optimization)方法中的协同优化(CO, Collaborative Optimization)进行了计算,计算流程中构建了两个子系统优化器与弹道学科的代理模型,使用代理模型替代了计算耗时的真实模型.同时为了对比,采用了多学科可行法(MDF, Multidisciplinary Feasible Method)进行了优化计算.结果表明,二者的优化结果基本一致,优化之后的飞行器质量比初始构型飞行器降低了15.2%,航程提升了63.5%,并且使用代理模型后计算效率也得到了很大的提升.验证了基于代理模型的协同优化方法应用于高超声速飞行器设计中的有效性.     

变构型多操纵面RLV进场着陆轨迹优化设计

针对变构型多操纵面可重复使用飞行器(RLV)的进场着陆问题,提出了一种进场着陆轨迹设计方法.将进场着陆轨迹分为深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹;考虑了气动舵面可操纵偏转限制及深下滑拟平衡约束条件,对深下滑着陆轨迹进行了优化设计;考虑了RLV气动舵面调节余量和构型变化过程,以起落架放下时间、拉平法向过载及接地状态为约束,基于RLV动力学方程,采用轨迹推演的方法对拉平着陆轨迹进行了优化设计.深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹组成完整的进场着陆轨迹,所设计的着陆轨迹综合考虑了多种约束条件,提高了着陆过程平稳性和安全性.      

低空恒高拖靶气动外形优化设计

首先根据经验方法及使用需求,确定低空恒高拖靶气动布局初步方案;其次建立优化问题数学模型,选取与拖靶升阻特性相关的参数作为设计变量,确定了样本空间,并采用拉丁超立方抽样方法生成样本点,构建了代理模型,随后基于iSIGHT软件平台利用基于代理模型优化方法对气动外形进行优化设计;最后利用三维气动计算软件在优化结果基础上进行了气动分析。     

高超声速飞行器后体/尾喷管优化设计

结合试验设计方法、替代模型技术和遗传算法构建一套改进的优化方法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计.在构建优化方法时,针对替代模型采用渐近全局策略提高精度;针对遗传算法,采用实数编码、多目标定级排序和改进小生境技术.在后体/尾喷管的一体化设计应用中,结合高精度的计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)求解,以两个设计点的推力和升力为目标,以力矩为约束,得到优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果在综合性能方面有很大提升.该优化方法可进一步推广应用于更复杂的优化设计当中.      

A faster optimization method based on support vector regression for aerodynamic problems

In this paper, a new strategy for optimal design of complex aerodynamic configuration with a reasonable low computational effort is proposed. In order to solve the formulated aerodynamic optimization problem with heavy computation complexity, two steps are taken: (1) a sequential approximation method based on support vector regression (SVR) and hybrid cross validation strategy, is proposed to predict aerodynamic coefficients, and thus approximates the objective function and constraint conditions of the originally formulated optimization problem with given limited sample points; (2) a sequential optimization algorithm is proposed to ensure the obtained optimal solution by solving the approximation optimization problem in step (1) is very close to the optimal solution of the originally formulated optimization problem. In the end, we adopt a complex aerodynamic design problem, that is optimal aerodynamic design of a flight vehicle with grid fins, to demonstrate our proposed optimization methods, and numerical results show that better results can be obtained with a significantly lower computational effort than using classical optimization techniques.     

超临界层流翼型优化设计策略

针对超临界层流翼型设计问题,提出一种两轮优化策略。采用γ-Reθt转捩模型耦合剪切应力输运(SST)模式的湍流模型对翼型边界层转捩进行预测。翼型几何参数化建模采用形状分类函数转换(CST)方法,设计变量为描述翼型几何特征的参数。第1轮优化的目的是尽量提高层流区域的比例,气动分析模型为基于Kriging模型的代理模型,优化算法为遗传算法,通过优化获得满足约束要求的层流翼型。第2轮优化目的是对第1轮优化获得的翼型进行微调,进一步提高翼型的升阻比,气动分析直接采用CFD程序,优化算法采用基于梯度的优化算法。算例表明,应用本文提出的两轮优化策略,可将超临界翼型NASA SC(2)0412优化设计成超临界层流翼型,翼型的上下表面层流区比例分别达到了55.5%和47.0%,升阻比提高了38.1%。     

基于数据驱动的弹性高超声速飞行器控制方法

高超声速飞行器存在气动非线性强、复杂振动干扰等特点,参数不确定性大条件下传统依赖于精确模型的控制方法品质下降明显,需要进一步提高控制系统在线适应能力。针对弹性高超声速飞行器过载跟踪性能在线优化和弹性振动影响下的控制参数优化问题,提出了一种基于数据驱动的自学习控制方法,首先将高超声速飞行器输出反馈控制问题转化为状态反馈形式,采用鲁棒自适应动态规划算法设计了适用于过载跟踪问题的无模型控制参数在线优化方法,然后针对飞行器复杂弹性振动干扰的问题,提出了基于陷波滤波器的自适应动态规划控制方法,从而保证了振动影响下的控制参数在线优化效果。仿真结果表明,在不依赖于准确模型参数的条件下,所提的方法能够有效实现弹性振动干扰下的控制参数在线优化,并提高过载跟踪控制品质。     

类X-51A飞行器纵向机动数值虚拟飞行仿真

吸气式高超声速飞行器在机动过程中,由于构型复杂,气动特性呈现强烈的非定常特性。传统基于数据库或气动力模型的飞行仿真不能准确描述机动过程中复杂的气动特性和运动规律。针对这一问题,基于现代软件分布式、模块化的发展趋势,建立了一个高效的数值虚拟飞行仿真平台。利用该平台,对一种类X-51A外形的吸气式高超声速飞行器开展了纵向机动闭环数值仿真,并与工程方法的结果进行了对比。研究发现:对于类X-51A外形的吸气式高超声速飞行器,在纵向拉起时,工程方法给出的结果可能不能完全反映非定常效应的影响。此时,应该采用更为精确的虚拟飞行方法来研究飞行器的闭环响应特性。此外,借助该仿真平台还研究了舵回路时间常数对控制系统的影响,为控制律设计提供了一定的参考。      

基于准则的大展弦比飞翼气动设计

从设计实际出发,为切实提高气动性能,开展了大展弦比飞翼无人机(UAV)的气动设计及分析研究.在设计分析过程中,依据飞翼无人机的特征,提出了气动设计准则;基于设计准则,采用更新设计的策略,结合变可信度数值模拟、代理模型优化方法构建了优化设计框架;针对飞翼无人机开展了参数化表达、无限插值网格自动生成以及多轮更新优化,得到了优化推荐构型;应用γ-Re_θt转捩模型方法对优化构型的气动性能进行了细致地验证分析.研究结果表明:通过气动设计,飞翼无人机设计构型很好地契合了设计准则,其巡航升阻比相比最初的原始构型提高了14%,γ-Re_θt转捩模型能较细致地分析大展弦比飞翼的流动特征.      

热解气体燃烧对炭化复合材料烧蚀热响应影响规律

在近空间高超声速飞行器飞行时间长、马赫数不断增加的发展趋势下，热防护与轻量化的矛盾越来越突出。基于此，开展了热解气体燃烧对炭化复合材料表面烧蚀影响的相关数值模拟研究，并与风洞试验结果进行了对比。结果表明：热解气体的燃烧可降低炭化复合材料表面的烧蚀厚度，并且随着气动热的增加，热解气体燃烧对材料表面碳的保护作用越来越明显。研究成果可为下一代近空间高超声速飞行器热防护系统的优化设计提供技术支撑。     

吸气式高超声速飞行器多参数灵敏度分析

为实现吸气式高超声速飞行器多参数情况下的灵敏度分析及参数分类,降低设计的复杂度,在吸气式高超声速飞行器参数化建模的基础上,首先采用正交试验设计生成样本,再通过计算流体力学(CFD)进行高精度气动力性能计算,最后运用方差分析法进行气动性能的参数灵敏度分析,在运用较少的试验样本点的情况下,即可完成多参数、复杂构型条件下气动性能的参数灵敏度分析。结果表明,该方法可以正确地分析出参数对飞行器气动性能的敏感程度,得到参数对气动性能的影响规律。同时,通过灵敏度分析的计算样本,还可以初步选出气动性能较优的飞行器构型,为地面试验和优化设计提供参考。     

基于模型迁移方法的高超声速飞行器建模

高超声速飞行器的研发是一个小批量多批次的过程。为了降低实验成本缩短建模周期,引入了模型迁移方法计算具有相似外形的高超声速飞行器的气动参数。首先研究了一种评价飞行器气动外形间仿射相似度的方法,当相似度满足要求时,可使用模型迁移方法计算新飞行器的气动参数。接着基于高超声速相似律,使用基飞行器的气动参数对新飞行器气动参数初次迁移。当初次迁移结果不能满足建模精度要求时,应用偏差校正的方法对迁移过程修正。最后为了消除飞行高度对高超声速流黏性的影响,引入高超声速边界层理论迁移飞行器不同高度上的气动参数。通过对仿真结果的分析,验证了模型迁移方法对具有相似外形的高超声速飞行器建模的有效性。      

一种气动结构一体化设计方法

为解决气动结构一体化设计的工程应用,在传统并行子空间算法的基础上,深入分析了气动结构一体化设计的特点,在响应面构造上引入试验设计法,子空间优化中引入子空间设计的概念,系统级优化中引入Pareto遗传算法,提出了更加适合于气动结构多学科设计优化的基于Pareto遗传算法的并行子空间优化设计方法(CSSODM-PGA, Concurrent Subspace Optimization Design Method based on Pareto Genetic Algorithm),并将算法应用到机翼的气动结构多学科设计优化中,给出了合理的Pareto前沿面和可选方案.     

类X-20高超声速飞行器反馈线性化控制研究

通过对类X-20高超声速飞行器的气动系数与高度、马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角的关系进行分析,对各项气动系数进行了简化和拟合,并将舵偏增量视作控制输入,在此基础上建立了类X-20飞行器仿射非线性形式的控制模型,证明了它是可以输入输出精确线性化的,从而可以设计反馈线性化控制器.最后在存在大气密度、气动力矩系数和转动惯量不确定性情形下,针对原动力学模型进行闭环仿真研究,原动力学模型考虑地球旋转,气动数据直接从类X-20飞行器的气动数据表插值得到.仿真结果表明,所设计的控制律可以实现控制目标,具有较强鲁棒性.     

面向扑翼翼面运动参数的优化设计

扑翼机的飞行依赖于扑翼翼面的运动,经过优化的运动策略能够使特定翼面发挥最佳的气动性能。然而目前扑翼机设计中缺乏有效的运动参数优化方法,无法针对给定机翼确定一组最优运动参数。采用非定常涡格法(UVLM)计算扑翼气动力,与现有的实验数据进行对比,验证了气动力计算方法的准确性。基于DIRECT(矩形分割)全局优化算法,以最大化推进效率为特定优化目标,对扑翼运动参数进行了迭代优化。结果表明,通过该优化算法能够得到最优扑翼运动参数,有效提高特定气动性能;应用优化算法计算得到的平均推力与基准运动的平均推力相比,在数值上有1.04倍的提高。在设计过程中,降低气动力约束有利于扑翼运动优化,使给定扑翼翼面具有更大的推进效率,无气动力约束的最大推进效率与基准运动的推进效率相比提高了46.8%。     

高超声速飞行器多段弹道协作优化

利用协作优化方法求解了高超声速飞行器多段弹道整体性能最优问题.将高超声速飞行器在垂直平面的弹道分成多段,对引入段、滑行段、下降段进行了优化设计,期望引入段终端时刻速度最大、滑行段距离最远、下降段时间最短.把3段弹道当成3个学科,以攻角和各段的初始状态作为输入,以末端状态作为输出.开发了并行协作优化设计软件coplatform,并求解多段弹道的整体最优解.其计算结果与all in one方法和全局敏度GSE(Global Sensitivity Equations)方法求得的结果一致,也验证了协作优化方法的有效性.      

高超声速伸缩式变形飞行器再入制导方法

针对高超声速变形飞行器再入制导问题,提出了一种采用伸缩式机翼的高超声速变形飞行器外形方案,建立了含有展长变形量的气动模型和动力学模型。将该变形飞行器的展长变形量扩展为控制变量,分析了倾侧角、展长变形量和终端航程、高度之间的关系。在此基础上,利用倾侧角和展长变形量在线预测剩余航程和终端高度,通过数值方法校正2个控制量以满足航程约束和高度约束,通过航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明:该变形飞行器再入制导方法制导精度高,相比于传统固定外形飞行器终端约束能力更强、轨迹更加平滑,且在扰动条件下具有一定鲁棒性。      

多级固体运载火箭分级多学科设计优化

为了解决固体运载火箭总体优化过程中学科耦合性强、计算复杂、设计效率低等问题,建立了多级固体运载火箭的几何外形、质量、气动、推进、弹道/制导等学科模型,将多级运载火箭分成若干个子级火箭,并通过级间飞行状态连续性条件连接到一起,形成系统级和子系统级的框架。设计了并行方式和串行方式2种子系统的优化流程,以起飞总重最小为目标进行了多学科设计优化(MDO)。结果显示,这2种分级优化的方法与多学科可行(MDF)方法相比能减小优化过程中的迭代次数,得到更好的优化结果,从而验证了分级优化方法在多级固体运载火箭MDO的可行性与优越性。