基于Euler方程的三维机翼厚度与扭角优化设计

使用Euler方程作为流场解算器,结合Powell算法,讨论了在确定的机翼平面形状和翼型的条件下,以最大升阻比为目标的三维机翼截面翼型最大厚度与扭角的优化设计.设计中以机翼沿展向0.1,0.2,0.3,0.8,1.0倍半展长的翼剖面的厚度作为优化控制量,再选取翼梢剖面的扭角增量为第6个控制量,对机翼作了数值优化设计计算,得到了在亚音速时具有相对较大升阻比的机翼其厚度及扭角的优化分布.针对Lockheed-AFOSR Wing B的亚临界和超临界算例结果表明,厚度的非线性分布和负的扭角会改善机翼流场的流动状态,使机翼的升阻比得到提高,优化设计方法是可行的.      

基于N-S方程的民航机翼双目标优化设计

提出了一种可用于民航机翼的双目标优化设计方法.优化中的设计变量为给定机翼沿展向若干个剖面的厚度与扭角,优化目标为固定升力系数下的升阻比和机翼容积.采取N-S(Navier-Stokes)方程作为流场求解器,Powell方法作为优化求解方法,对Lockheed-AFSOR Wing A 某民航机翼进行了优化设计.在马赫数为0.6217条件下,Wing A 机翼双目标优化结果优于单目标优化结果.对某实际应用的民航机翼在巡航马赫数为0.78、升力系数为0.48的优化结果也表明,该方法能有效提高机翼升阻比和容积.相对初始机翼,双目标优化机翼最大相对厚度在翼根处增大,翼梢处减小,扭角绝对值相对初始机翼沿展向均减小.该双目标优化设计方法优于常规的单目标优化设计方法,可以为民航机翼的工程设计提供有益的参考.     

自适应与双目标优化机翼的气动特性比较

在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比为3.9,梢根比为0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应机翼的最优气动外形.采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形.讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益.与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益.      

低噪声风力机翼型设计方法及实验分析

为了研究风力机翼型的噪声特性,基于翼型泛函集成理论与翼型噪声计算模型,建立了低噪声翼型优化设计数学模型,提出在设计攻角情况下升阻比与噪声比值最大为目标函数,对优化后的新翼型CQU-DTU-B18翼型与NACA-64-618翼型在相同的风洞实验及风速条件下进行了噪声对比分析.研究表明,理论噪声计算模型虽然与实验数据有一定的偏差,但是翼型的升压级随频率的变化趋势是一致的,表明了翼型噪声计算模型的准确性;相比NACA-64-618翼型,CQU-DTU-B18翼型具有更低的噪声特性,从而验证了该设计方法的可行性.对于如何设计低噪声翼型及怎样降低翼型噪声具有重要的指导作用.      

大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性剪裁

在考虑结构几何非线性、气动非线性影响的基础上,由气动弹性问题的最普遍方程,获得大展弦比柔性复合材料机翼颤振问题的非线性稳定性分析方程.使用解析方式推导得到机翼的临界颤振速度、颤振频率对于设计变量的灵敏度表达式.展示了复合材料机翼的铺设构型和铺层角对气动弹性特性的影响,指出产生负弯扭耦合效果的机翼截面构型有利于机翼的气动弹性性能.以机翼颤振速度作为目标函数,复合材料铺层角为设计变量进行了气动剪裁优化设计,在得到最优化的铺层构型和铺层角的同时,也比较了本文解析敏度和数值差分敏度得到的优化结果.      

柔性后缘可变形机翼气动特性分析

应用后缘主动变弯度技术的机翼能够改善飞行器的气动性能,其气动特性的研究对于未来可变形机翼的设计具有重要意义。以柔性后缘可连续变弯度二元机翼为研究对象,在Fluent计算平台上采用可压缩Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行气动力数值研究,从压力分布、流场结构和机翼变形方式等方面分析了可变形机翼的气动特性。数值计算结果表明,可变形机翼升力线斜率和最大升力系数与常规带简单襟翼的机翼基本一致,但失速攻角较小;在失速之前,可变形机翼具有较高的升力系数和升阻比,但同时产生较大的低头力矩。柔性后缘下偏到一定角度可以抑制后缘涡的前传,在失速后升力系数出现缓慢上升,增大了有效攻角的范围,具有较好的失速特性。      

前掠翼气动布局中鸭翼高度影响的实验

基于前掠翼-鸭式前翼布局的风洞测力实验,分析了距离主机翼较远的鸭翼相对于主机翼的高度对布局纵向气动性能的影响.基于主机翼根弦长的雷诺数约为1.44×10⁵.实验结果表明,较大的主机翼前掠角与较低的鸭翼配合,产生的升力系数增量比较显著.低于主机翼的鸭翼将加强前掠翼布局的缓失速特性.鸭翼增大升力的同时也增大了阻力;大攻角时,鸭翼带来的阻力增量较大.高于主机翼的鸭翼对最大升阻比的改善较多,但也不宜过高.主机翼前掠角较小时,鸭翼改善和提高升阻比的效果比较明显.     

后掠角对后掠机翼边界层稳定性及转捩的影响

后掠机翼边界层流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而机翼后掠角是引起后掠机翼边界层横流失稳的关键参数之一.以NACA0012翼型为研究对象,通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了展向无限长后掠机翼的基本流场;通过求解Orr-Sommerfeld方程得到了扰动Tollmien-Schishting波演化的中性曲线及幅值曲线,研究了后掠角对后掠机翼边界层流动稳定性的影响;最后采用eN方法进行了转捩预测.研究发现,随后掠角的增大,横流强度和扰动幅值放大指数n均先增加后减小,且后掠角在40°~50°之间横流强度达到最大值.当后掠角在50°左右时,用转捩预测eN方法计算的幅值增长指数N值最大,导致转捩发生所需的初始扰动幅值最小,转捩最易发生.      

基于SST全湍流伴随的尾桨翼型优化方法

为解决当前翼型优化中广泛使用的冻结湍流黏性假设存在的固有缺陷和基于Spalart-Allmaras(S-A)全湍流伴随中湍流模型对气动力计算精度较差的问题，提出一套新的翼型优化方法，其耦合了全湍流连续伴随求解、剪切应力传递（SST）湍流模型封闭的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、自由变形参数化方法和动网格变形技术。基于所提方法，在气动力系数相较于S-A模型有更高捕捉精度的基础上，对NPL9615翼型以最大升阻比为优化目标，并与冻结湍流黏性假设方法对比。结果表明：所提方法将原有翼型的升阻比提高了16.39%，而冻结湍流黏性假设方法获得最终翼型的升阻比仅提高了原有翼型的9.84%，说明所提方法在最优外形的获取上要领先于冻结湍流黏性假设，并且当翼型周围的湍流动能显著提高时，其优势愈发扩大。     

基于预测校正法的低升阻比飞船再入轨迹设计

对低升阻比飞船高速再入地球大气层的轨迹规划问题,提出了基于数值预测校正NPC(Numeric Predictor-Corrector)法的预测制导方法,并用时间替代能量作为自变量从而规避奇异问题;由飞船再入的3自由度运动方程推导纵向平面内的运动方程,并使用预测-校正方法获得倾侧角数值;同时通过设计横向漏斗确定倾侧角的符号,最终得到当前需要的倾侧角.仿真结果表明,该方法能根据不同的再入条件得出对应的再入轨迹和倾侧角变化规律,其动压、热流率、过载也符合再入要求.     

基于N-S方程的翼型双设计点双目标优化设计

在使用N-S方程和尾迹面积分技术较精确地计算翼型气动阻力的基础上,对翼型进行参数化建模,应用Powell和目标组合方法讨论了翼型的双设计点双目标优化设计,并与单设计点单目标优化和单设计点双目标优化进行了对比.在给定设计条件下,2种翼型:RAE2822和"类全球鹰"翼型的计算结果表明,针对翼型设计状态,合理选择目标优化函数是必要和重要的;所采用的双设计点双目标设计方法可以兼顾多种设计状态,其优化翼型相对原始翼型具有更好的压强分布,有效提高了升力系数和降低了阻力系数;相对单设计点单目标优化和单设计点双目标优化翼型也具有更高的综合气动性能.      

超声速磁流体管道流动的数值模拟

应用可同时适用于描述磁流体MHD (MagnetoHydroDynamic)强化超燃冲压发动机磁流体发电器与磁流体加速器的,包含磁流体N-S(Navier-Stokes)方程与磁感应方程的可压缩磁流体方程组对超声速磁流体管道流动进行了数值模拟研究,以验证本项工作所提出的对2组方程进行交替迭代的分裂式算法.给出了算例的计算结果,并与无磁场及恒磁场下相同管道的流动计算结果进行了对比分析.     

NFFD控制点分布对气动外形优化的影响

基于非均匀有理B样条的自由型面变形(NFFD)技术具有对变形对象普适性和控制点影响区域局部性的特点,广泛应用于气动外形优化。本文通过扩展控制体和合理布置外侧控制点,实现了NFFD技术在参数化曲面并改变曲面形状时,同步变形控制体内的表面网格和空间网格,并从理论上保证了控制体边界内外的网格协调。基于离散伴随方法求取梯度,分别采用拟牛顿(QN)法和序列二次规划(SQP)优化方法,通过从初始翼型NACA0012到标准翼型EH1590的反设计,研究了NFFD控制点数量和分布对设计结果的影响。在某飞翼标模单点全机升阻比优化应用中,改进控制点分布后获得了更高的升阻比,收敛速度显著提高。     

乘波机外形设计

计算了由锥型流理论、吻切锥理论及吻切轴对称理论生成的不同乘波机外形.结果表明,圆锥绕流流场生成乘波机外形的方法虽然比较简便,且生成的外形具有较高的升阻比,但进气道进口流场具有锥型流的性质而不够均匀,给发动机的工作带来不利影响.应用吻切锥、吻切轴对称理论与特征线方法结合起来进行反设计,可以得到更一般的乘波机外形,并且能有效地改善进气道进口流场,提高容积效率.此外,这几种方法的计算速度都很快,对进一步的优化处理及机身-发动机一体化十分有利.      

基于差分进化算法的再入可达域快速计算#br#

针对高升阻比高超飞行器再入可达域计算问题，提出了基于差分进化算法和倾侧角插值相结合的混合求解方案。通过设计罚函数和适应度函数极值化将再入过程等式约束和不等式约束添加到优化指标。为了减小参数化倾侧角剖面的搜索空间，利用带约束的差分进化算法求解满足再入过程约束和终端约束的再入轨迹。在分别得到最大横向航程和最大纵向航程的倾侧角剖面后，利用插值法快速生成倾侧角指令集，进而实现再入可达域的快速计算。以高升阻比飞行器CAV H为对象，设计仿真算例，结果表明，该混合优化求解方案易于实现且具有良好的可操作性。     

高阶熵条件格式下Euler方程与 N-S方程的混合算法

针对在工程问题中使用N-S方程计算量大的问题,提出只在粘性作用显著的局部区域求解N-S方程,在流场的其余部分采用Euler方程计算的办法来模拟具有复杂外形的流动问题,并提出了一种基于高阶熵条件格式的算子分裂算法.应用所构造的算法对绕迫击炮弹的亚、跨超声速流动进行了模拟计算.计算结果与试验数据的对比表明,所提出的方法是切实可行的.      

前飞旋翼三维湍流场的数值模拟

采用计算流体力学CFD(Computational Fluid Dynamics)方法,分析正常前飞和近地前飞时直升机的流场与性能.在直角坐标系中,采用有限体积法和压力耦合方程的半隐式法SIMPLER(Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations Revised)算法求解三维定常不可压的湍流N-S(Navier-Stokes)方程.在分析中,旋转的螺桨被描绘成沿螺桨桨叶展向分布、与本地流动参数相关以及时间平均的动量源项.计算方法还包括K-ε湍流模型和壁面函数法等措施.流场分析和性能预测同实验测量数据的良好的一致性表明,这种CFD方法可以有效的分析直升机的具体设计问题.