飞行器气动外形设计方法研究与进展

针对飞行器多工况风洞测压试验的试验设计及重构问题,提出了一种融合先验信息的测压试验设计及重构方法框架。首先发展了先验信息的提取方法、基于聚类方法的试验设计和基于面元均匀性的优化方法,建立了先验信息与试验设计的定量关联,形成融合先验信息的测压试验设计方法。其次,针对表面压力各部分分布特性的显著差异,基于POD方法发展了匹配先验信息基模态与测点数量的分区化重构方法,对典型高速飞机构型的测试结果显示重构均值误差小于0.2%、均方根误差小于4%、最大误差小于30%,且各工况重构性能基本一致。多工况重构特性一致对升力线斜率等关键参数具有重要意义。采用融合先验信息的试验设计可进一步提高重构精度,不同工况下的最大误差可降低0～10%。本文提出的方法和框架输入仅包含数值结果及少量经验超参数,依赖人工经验的程度较低,降低了测压试验设计和重构难度,适用于复杂构型飞行器。

     

飞行器气动外形设计方法研究与进展

计算机技术与计算流体力学的不断发展带动了飞行器气动外形设计学科的巨大进步,气动外形设计方法经历了从\"Cut-and-Try\"到反设计再到优化设计,气动分析方法从依赖风洞试验到低可信度CFD计算再到高可信度CFD计算。随着气动外形设计方法的不断发展以及对飞行器性能要求的不断提高,气动设计对象、设计状态、优化模型、约束条件等都在变得越来越复杂与精细化,使得气动外形设计方法面临新的考验与挑战。本文根据作者及课题组多年研究的积累,结合国内外相关的研究成果,系统地回顾了飞行器气动外形设计方法的研究进展,对当前气动设计方法面临的新问题与新挑战进行了总结,并对未来气动外形设计的研究方向进行了展望。     

乘波体飞行器气动布局优化设计

由于具有高升阻比,乘波体是高超声速巡航飞行器气动布局的首选方案。文章在求解圆锥激波流场精确解的基础上,应用流线追踪方法,建立了乘波体飞行器气动布局的参数化模型。在此基础上,对飞行器的气动力特性进行了估算。最后,以气动布局参数为设计变量,升阻比最大化为设计目标,对乘波体飞行器进行气动布局优化设计,应用改进的粒子群优化算法(Particle Swarm Optimization,PSO),对优化模型进行求解,得到了优化的气动布局设计方案。     

飞行器气动外形优化系统研究

分别介绍国内外相关优化软件系统的功能特点,指出面对飞行器优化设计存在的不足。对目前飞行器优化设计流程中的各个技术环节进行了介绍,并着重阐述了面向飞行器的优化系统在软件需求、数据组织、数据可视化、高性能计算、流程集成等方面的技术经验和方法,而且对这些方法在实际研究项目中的应用情况进行了阐述。在此基础上从软件的工程实用性、可行性性等方面进行了分析,并对后续发展做了展望。     

基于多精度深度神经网络的汽车气动外形优化设计方法

在汽车气动外形优化设计中,往往需要大量的高精度CFD数据作为支撑。然而,高精度CFD数据获取难度大、成本高。为了缓解汽车气动优化设计中气动特性评估精度和效率之间的矛盾,根据迁移学习与数据融合的思想,提出了一种基于多精度深度神经网络（multi-fidelity deep neural network, MFDNN）的汽车外形优化设计方法,以减少优化设计中所需的高精度数据个数,从而有效提升优化速度、降低优化成本。将所发展的优化方法应用于快背式MIRA标准模型减阻优化设计中,优化结果表明,该方法能够充分融合不同精度数据所蕴含的知识,加速气动外形优化进程,提升优化效率。以收敛用时作为评价指标,在取得相近或更优优化结果的前提下,基于多精度神经网络的优化框架的收敛速度是基于单精度神经网络的离线优化框架的5.85倍,是基于单精度神经网络的在线优化框架的2.81倍。     

某两厢车气动外形减阻自动优化设计

在汽车气动外形优化设计中,往往需要大量的高精度CFD数据作为支撑。然而,高精度CFD数据获取难度大、成本高。为了缓解汽车气动优化设计中气动特性评估精度和效率之间的矛盾,根据迁移学习与数据融合的思想,提出了一种基于多精度深度神经网络（multi-fidelity deep neural network, MFDNN）的汽车外形优化设计方法,以减少优化设计中所需的高精度数据个数,从而有效提升优化速度、降低优化成本。将所发展的优化方法应用于快背式MIRA标准模型减阻优化设计中,优化结果表明,该方法能够充分融合不同精度数据所蕴含的知识,加速气动外形优化进程,提升优化效率。以收敛用时作为评价指标,在取得相近或更优优化结果的前提下,基于多精度神经网络的优化框架的收敛速度是基于单精度神经网络的离线优化框架的5.85倍,是基于单精度神经网络的在线优化框架的2.81倍。

     

无人飞行器外形布局设计及其气动特性计算分析

设计了一种新的无人飞行器气动外形布局,应用基于二次曲线的模线设计方法完成了飞行器气动外形建模,并对所建模型进行气动特性计算分析。将飞行器几何外形节点数据导入Gambit软件,生成气动特性计算所需的网格文件。应用Fluent软件,根据不同的飞行条件,选择合适的计算流体力学分析方法,对无人飞行器外形布局进行气动特性计算。主要讨论了在飞行马赫数为013、0．6和1.3时,对应不同飞行高度和迎角条件下飞行器的纵向气动特性,包括升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数。通过对计算结果的统计与分析,得出飞行器在不同飞行条件下的升阻比以及静稳定度,来判定其飞行性能以及飞行稳定性。经过计算与分析得出,所设计的飞行器外形布局符合飞行要求,并且具有良好的气动特性和稳定性。     

飞行器气动隐身一体化设计方法研究

针对典型的翼身组合体飞行器构型,对飞行器气动隐身一体化设计的具体实现方法进行了探索.通过采用面元法计算飞行器气动性能,采用物理光学方法来计算其雷达散射截面积,实现了基于遗传算法的飞行器气动性能与隐身性能两个目标函数之间的折衷与优化.并在此基础上建立了上述算法的并行处理方法;提出了旨在提高优化计算效率的响应面方法,在响应面方法中,响应函数模型分别采用了神经网络模型和模糊逻辑模型来进行构造,对设计算例均得出了比较好的优化设计计算结果.     

高超声速轴对称再入机动飞行器 气动外形设计与布局研究

为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值。据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性。此外,针对优选出的＋字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于＋字布局但工程实现相对复杂的结论。     

高超声速飞行器气动外形优化

<正>随着航空航天科技的发展和国防科技的需要,高超声速技术已成为当今航空航天技术领域的战略制高点,它几乎集中了航空航天领域所有学科的新技术,具有很强的前瞻性、战略性与带动性,由于高超声速飞行器具有速度快、飞行距离远、突防能力强等特点,已成为当今世界军事强国关注的战略发展方向。为了使高超声速飞行器具有良好的飞行性能,最重要的就是要保证其具有优良的气动外形。因此,在概念研究和初步设计阶段,就需要对高超声     

高超声速巡航飞行器乘波布局气动设计综述

吸气式高超声速乘波飞行器作为可以高效飞行于临近空间空域的运载器,自概念提出以来一直受到世界各国的高度关注,并吸引着众多学者与机构对此开展研究。本文主要从高超声速飞行器发展动态及乘波式气动布局设计技术两个方面展开分析,前者主要包括超燃冲压发动机的发展历程和主要工业国高超声速项目发展动态;后者主要针对受到世界各国高度重视的乘波式气动布局设计技术,较全面地概述了乘波飞行器气动布局设计方法的最新研究进展,在乘波体设计流程、基准流场构建方法、基准流场求解方法、沿展向乘波布局设计方法和乘波体在高超声速气动布局上的应用等方面进行了详细讨论。根据本文综合分析,乘波式气动布局高超声速飞行器由于在高超声速飞行条件下具有优异的气动性能,仍然是高超声速飞行器一体化布局的重要候选布局形式,而且随着材料、推进、导航与控制等技术的飞速发展,面向工程应用的乘波式高超声速飞行器将会很快出现,并将会在航空航天领域发挥重要作用。     

末敏子弹气动外形设计与气动特性分析

设计了一种轴向折叠尾翼的末敏子弹气动外形,给出了尾翼的布局方式。对设计的三片尾翼末敏子弹气动外形进行了风洞实验和数值模拟。实验和数值模拟结果表明:三片尾翼的末敏子弹增阻效果明显,并能够提供一定的滚转力矩。流场计算结果表明:流场随迎角的变化很大,且翼体干扰严重。对圆柱部弹身和尾翼的压力系数分析结果表明:尾翼的存在提高了圆柱部、尤其是圆柱部尾部的压力,弹体的存在降低了整个尾翼迎风面,尤其是翼根部的压力,这种翼体干扰现象对于提高末敏子弹的静稳定性有益。     

高超声速飞行器气动布局与操稳特性研究

本文介绍了高超声速飞行器气动布局分类,对钟形体布局、升力体布局、乘波体布局、翼身融合布局进行了分析说明,总结了高超声速飞行器气动布局的发展方向。从稳定性和操纵性的维度对高超声速飞行器的操稳特性进行了分析,重点分析了在纵向静稳定性、航向静稳定性、副翼操纵效率、方向舵操纵效率等方面,高超声速飞行器区别于传统飞机的特点。基于高超声速飞行器的操稳特性,给出了高超声速飞行器可行的升降舵、副翼、方向舵的使用策略。     

大迎角下飞行器的气动外形与飞行动力学优化研究

本文探讨了大迎角下飞行器的气动外形选择和飞行动力学问题,并将其发展为一套计算机程序,以供下一代高性能战斗机的气动外形设计及性能计算所用。该程序可用于带涡升力面飞行器的最优气动外形选择,最优超机动性能计算和大迎角下的动态稳定性分析。     

有翼再入飞行器气动外形集成设计优化

气动外形设计是有翼再入飞行器(RV-W)的关键技术之一。分析了气动参数对再入飞行性能的影响,探讨了有翼再入飞行器气动外形设计的规律和准则。基于上述设计准则,以类X-37B飞行器为研究对象,集成几何参数化建模、气动力、气动热、热防护等学科快速分析方法,采用多学科设计优化方法,以最优气动特性为目标对飞行器气动外形进行了优化;得到优化气动外形后,对飞行器热防护系统(TPS)进行了轻量化设计优化。结果表明,优化外形的气动特性相比初始外形得到了较大的提升,设计优化得到的热防护系统重量占比(8.7%)优于同类飞行器的热防护系统重量占比统计数据,说明了本文有翼再入飞行器气动外形集成设计优化方法的有效性,可为同类飞行器提供参考。     

旋翼桨叶气动外形设计

旋翼桨叶气动外形设计的目的主要是使旋翼的气动特性满足直升机的设计和使用要求,本文针对直升机旋翼桨叶气动外形设计中的有关问题,介绍了桨叶气动外形设计的设计方法,设计参数主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置以及桨尖形状,并以某型直升机旋翼桨叶为例,介绍了旋翼桨叶气动外形的设计。     

机翼气动外形优化设计方法综述

机翼的数值优化过程包括定义机翼的初始气动外形,计算气动特性（建模、分析）和数值优化两大部分,这里归纳并分析了几种常用的优化方法,围绕机翼的建模分析和数值优化,对机翼优化设计方法应用现状和发展趋势进行了阐述。     

空空导弹先进的气动外形设计

本文叙述了几种减小诱导滚动力矩的方法。设计了“近距合”“断牙”等六种不同气动布局和外形的风洞试验模型,作了风洞试验,测量了诱导滚动力矩、升力和阻力。对其结果进行了分析比较,得出了重要结论。     

临近空间高超声速飞行气动外形设计初探

根据临近空间大气特点、对临近空间高超声速飞行器的乘波体外形设计进行了初步探讨。论文介绍了乘波构型的概念和生成方法、基于楔形流场进行了两种∧型乘波体的外形设计,并且完成了数值模拟以及计算分析。数值模拟的结果验证了基于楔形流场∧型乘波外形设计方法和设计过程的可行性,为临界空间高超声速飞行器气动外形设计提供了参考。