轴对称喷气式飞机后体减阻优化设计

本文通过数值计算二维轴对称雷诺平均N-S方程,采用-ωSST模型对喷气飞机后体—尾喷管的内外场进行冷态数值模拟,运用遗传算法以后体阻力系数为设计目标,在飞行马赫数Ma∞=0.6的情况下,对后体外形进行优化设计。将计算结果与实验结果进行对比,验证了在特定后体外形条件下,喷流参数变化对飞机气动性能的影响。同时,计算结果也表明优化外形能够保证后体流动不发生分离,从而降低了后体阻力。     

基于代理模型的运载器头罩外形优化设计

引入Kriging代理模型,选取若干不同头罩外形的运载器,进行气动性能分析,利用运载器气动性能参数作为拟合样本建立代理模型.以具有足够精度的代理模型替代CFD分析,发展了一种基于代理模型的运载器头罩外形优化设计方法.在马赫数为3、飞行攻角为3°、飞行高度为8km条件下,利用该方法对运载器进行最小阻力系数、最大纵向压心系数的单目标优化和综合考虑上述2个目标的多目标优化.结果表明:2个目标存在冲突,为同时兼顾减小阻力和增强纵向稳定性,必须对运载器头罩外形进行多目标优化,得到的外形阻力系数减小了1.95%,纵向压心系数增大了5.93%,采用基于代理模型的优化设计方法能在保证精度条件下有效提高计算效率.      

二维气动问题中Kriging代理模型精度影响因素

以二维跨声速临界翼型的阻力特性为对象,探讨样本点数目、Kriging代理模型参数及其类型等对模型精度的影响.阻力系数采用计算流体力学（CFD）方法得到.模型精度的验证采用交叉验证方法,采用平均误差、最大误差和标准交叉验证残差来衡量Kriging代理模型的精度.研究结果表明:①Kriging代理模型预测气动阻力效果较好.②模型精度随样本点的增多而提高,剔除与样本点响应趋势不相符的“奇异点”后,模型精度显著提高,平均误差减小5%~38%,最大误差减小13%~77%.③核函数类型对模型精度的影响最大,相关参数次之,回归模型的影响最小.采用高斯相关函数、2阶多项式回归模型,以及合适的相关参数值时,Kriging代理模型的精度最高.      

直升机桨叶气动外形多目标优化设计

基于自由尾迹方法建立了直升机桨叶空气动力学分析模型,应用人工神经网络方法建立代理模型,采用改进的多目标遗传算法构建了优化框架,对直升机的悬停和大速度前飞状态进行优化.以悬停效率、旋翼等效升阻比及桨叶叶素的最大阻力系数为约束,对两个飞行状态的需用功率进行优化,得到了Pareto最优解集.并以UH-60A直升机的桨叶为算例,对其外形进行优化设计,优化结果表明,提出的桨叶气动外形多目标优化框架是有效可行的.      

基于 Kriging模型机翼平面外形气动优化设计

使用基于Kriging模型的优化设计方法,进行了非常规布局机翼的平面外形多目标优化设计。利用CFD技术进行机翼升力系数和阻力系数的气动计算,通过拉丁超立方试验设计生成样本点,建立了Kriging代理模型,结合多目标遗传算法对机翼平面外形进行多点多目标优化设计,最终得到了Pareto最优解集。根据设计需求,从Pa-ret0前沿选取一个非劣解作为优化结果。结果表明：陆ging模型与cFD计算误差很小,可信度高;在不问设计状态下,机翼气动性能都得到了提高,表明优化设计方法具有可行性和高效性。     

超声速翼身组合体激波阻力优化的EFCE算法

 超声速飞行器的横截面积分布对其激波阻力的影响十分显著,合理的机翼和机身横截面积分布可以显著降低其激波阻力。使用类别形状函数变换(CST)方法对机身进行基于横截面积分解的CST参数化外形表示,在此基础上提出了扩展的远场组元(EFCE)超声速翼身组合体激波阻力优化算法,并使用该方法对超声速客机翼身组合体进行外形优化,使其激波阻力系数降低了39%。研究结果表明:由于只进行一个方向上的面积分解,机身CST参数化所使用的参数数量和相应优化过程的计算量比机翼大幅降低;经过EFCE激波阻力优化的机身具有较为明显的面积率修形"蜂腰"特征。     

基于多输出高斯过程的超临界翼型优化

提出了一种基于多输出高斯过程(MOGP)回归模型和模拟退火算法相结合的翼型优化方法。采用拉丁超立方抽样方法在设计空间内构造一系列样本点,其中优化设计采用CST参数化方法对翼型的几何外形进行参数化表示。通过CFD流体计算得到其响应值来建立初始的MOGP代理模型。以阻力最小化为设计目标,考虑面积、升力等约束条件。通过单点优化和多点优化试验表明,发展的翼型优化设计方法达到了优化设计的目的,同时也说明基于MOGP模型的优化设计方法在气动优化设计中的应用是可行的。     

通用直升机隐身气动外形综合设计

对某型通用直升机进行隐身气动外形综合设计并对其参数化建模,通过数值模拟分析其隐身气动特性。电磁方面,采用物理光学法结合等效电磁流法进行RCS(Radar Cross Section)计算;气动方面,采用有限体积法求解Navier-Stokes方程计算直升机机身前飞状态下(不考虑旋翼气动干扰)的气动特性,结合工程经验公式估算旋翼对机身的气动干扰。结果表明:综合设计后,直升机雷达散射水平相对较低,机身前飞阻力得到较大的改善,但旋翼对机身的干扰作用有所增加;机身侧面(和垂尾)的倾角增大对直升机隐身特性有利,但对气动性能带来不利影响;选择合适的倾角可以使直升机在付出相对较小的气动代价前提下,降低雷达散射水平。     

考虑飞行条件变化和制造误差的气动优化方法

提出一种渐近全局代理模型方法以提高稳健优化中的代理模型的精度.基本思路是连续成批地在样本空间的全局和局部均加入新样本点,不断提高代理模型的全局拟合精度.将基于渐近全局代理模型稳健优化方法应用于高亚声速翼型设计,结果表明不仅目标值阻力系数具有稳健性,对飞行条件的小幅度变化和制造误差不敏感,而且力矩系数的约束也具有稳健性.     

基于FLUENT的双翼末敏弹气动特性研究

为研究双翼末敏弹气动特性,基于计算流体力学方法,对S-C形尾翼组合的末敏弹气动外形流场进行计算.获得了末敏弹气动外形表面压力分布规律,以及阻力系数、升力系数、转动力矩系数和压力中心系数随迎角的变化规律.通过模型自由飞行试验获得了末敏弹动态阻力系数和转动力矩系数,结合末敏弹飞行姿态变化分析了双翼末敏弹动态气动特性.结果表明双翼末敏弹增阻效果明显,能够提供平衡弹体自身重量的阻力,达到减速要求.S-C形尾翼组合结构能够为末敏弹提供转动力矩,使末敏弹产生具有稳态扫描形式的运动.研究结果可以为改进末敏弹稳态扫描平台设计提供参考.     

旋翼翼型多目标多约束气动优化设计

为了克服传统旋翼翼型优化设计方法的不足,发展了一种基于Kriging模型与遗传算法的旋翼翼型多目标多约束气动优化设计方法。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟获得样本翼型气动性能,并建立目标函数和状态函数的Kriging模型,采用遗传算法搜索Kriging模型最小值和相应的EI(Expected Improvement)函数最大值,更新Kriging 模型直至找到满足约束的最优翼型。运用加权目标函数法进行了旋翼翼型的多设计点优化设计。优化结果表明,优化后旋翼翼型在满足约束的同时,与基准旋翼翼型OA209相比:在悬停状态下,阻力系数下降了2.1%;在机动状态下,最大升力系数提高了4.2%;在前飞状态下,阻力系数在不同马赫数下均有所减小。     

基于分布估计算法的翼型稳健设计(英文)

A transonic airfoil designed by means of classical point-optimization may result in its dramatically inferior performance under off-design conditions. To overcome this shortcoming, robust design is proposed to find out the optimal profile of an airfoil to maintain its performance in an uncertain environment. The robust airfoil optimization is aimed to minimize mean values and variances of drag coefficients while satisfying the lift and thickness constraints over a range of Mach numbers. A multi-objective estimation of distribution algorithm is applied to the robust airfoil optimization on the base of the RAE2822 benchmark airfoil. The shape of the airfoil is obtained through superposing ten Hick-Henne shape functions upon the benchmark airfoil. A set of design points is selected according to a uniform design table for aerodynamic evaluation. A Kriging model of drag coefficient is constructed with those points to reduce computing costs. Over the Mach range from 0.7 to 0.8, the airfoil generated by the robust optimization has a configuration characterized by supercritical airfoil with low drag coefficients. The small fluctuation in its drag coefficients means that the performance of the robust airfoil is insensitive to variation of Mach number.     

基于Kriging模型的翼型多目标气动优化设计研究

在翼型气动优化设计中引入Kriging代理模型,发展了一套高效、稳定的气动优化设计程序。采用拉丁超立方试验设计方法在设计空间内构造一系列样本点,通过求解二维可压缩的雷诺平均NS方程（RANS）得到其响应值来建立初始Kriging模型。优化设计采用Hicks-henne函数对翼型几何外形进行参数化表示,以阻力极小化为设计目标,考虑面积、升力、力矩等约束条件,通过算例证明,发展的优化设计方法不仅可行,而且具有高效稳定的特性。与传统的优化设计方法比较,大大减少了设计时间。     

基于代理模型的气动外形平面参数多目标匹配设计

将Kriging代理模型和Pareto遗传算法引入气动外形平面参数匹配设计中,提出一种基于代理模型的多目标平面参数匹配设计方法。将拉丁超立方试验设计用于平面参数筛选,确定出参数匹配方案库;基于方案库的计算流体力学(CFD)分析结果构建Kriging气动代理模型;将Kriging模型替代CFD分析,用于气体布局参数匹配优化设计,提高了设计效率并保证了可信度;通过Pareto遗传算法优化解决多点设计要求下气动布局参数匹配问题,一次性给出参数匹配方案的最优解集,从Pareto前沿中根据设计偏向选择气动布局最佳匹配方案。以典型的双后掠布局平面参数多点匹配优化设计问题作为算例,研究结果表明:Kriging气动代理模型与实际CFD分析结果的误差均小于5%,满足精度要求;根据不同设计偏向,选择了3种参数匹配Pareto优化方案,与原样本方案相比超声速阻力减小6.0%~12.8%,跨声速升阻比增加0.01%~3.40%,证明了匹配设计方法的有效性;通过试验设计的Pareto分析与主、交互效应分析,获得了气动布局平面参数对气动性能影响的定量关系,能够为参数匹配设计提供依据。所提出的平面参数匹配设计方法可应用于其他常规与非常规气动布局型式。     

Whole-process design and experimental validation of landing gear lower drag stay with global/local linked driven optimization strategy

Landing gear lower drag stay is a key component which connects fuselage and landing gear and directly effects the safety and performance of aircraft takeoff and landing. To effectively design the lower drag stay and reduce the weight of landing gear, Global/local Linked Driven Optimization Strategy (GLDOS) was developed to conduct the overall process design of lower drag stay in respect of optimization thought. The whole-process optimization involves two stages of structural conceptual design and detailed design. In the structural conceptual design, the landing gear lower drag stay was globally topologically optimized by adopting multiple starting points algorithm. In the detailed design, the local size and shape of landing gear lower drag stay were globally optimized by the gradient optimization strategy. The GLDOS method adopts different optimization strategies for different optimization stages to acquire the optimum design effect. Through the experimental validation, the weight of the optimized lower dray stay with the developed GLDOS is reduced by 16.79% while keeping enough strength and stiffness, which satisfies the requirements of engineering design under the typical loading conditions. The proposed GLDOS is validated to be accurate and efficient in optimization scheme and design cycles. The efforts of this paper provide a whole-process optimization approach regarding different optimization technologies in different design phases, which is significant in reducing structural weight and enhance design precision for complex structures in aircrafts.     

倾转旋翼机多部件对机翼气动干扰的分析及优化

为研究倾转旋翼机各部件对机翼的气动干扰效应，建立了一套适用于倾转旋翼机流场CFD求解方法，提出并生成了一套由三棱柱/四面体组成的适用于倾转旋翼机多种飞行状态的非结构混合网格系统.以三维Navier-Stokes方程为主控方程，采用动量源方法进行倾转旋翼的模拟，并引入了高效的OpenMP并行加速技术等，提出了一套新型的动量源项添加及搜索方法.计算分析了倾转旋翼机旋翼/机身/短舱对于机翼气动特性的干扰影响，得出了一些对设计有指导意义的结论.采用基于径向基函数（RBF）的代理模型方法，根据机翼不同展向位置的干扰程度对各段翼型配置进行气动优化.优化结果表明:考虑气动干扰作用，在巡航速度下优化后的全机升阻比增长达到了36.78%.      

基于替代模型的高超声速前体/进气道一体化优化

采用基于替代模型的渐进优化策略对二维高超声速前体/进气道进行一体化设计优化,采用拉丁超立方试验设计法选择样本点,采用二维粘性CFD方法计算进气道流场来建立样本数据库,综合运用了多项式响应面、Kriging模型、BP神经网络和径向基神经网络等替代模型.相对于基准构型,前体/进气道的优化构型在设计态时提高了流量捕获与来流压缩能力,提高了总压恢复性能,同时减小了阻力系数,综合性能提高了5.3%;在非设计态时优化构型的综合性能也有不同程度的改善.      

民机机身下部结构耐撞性优化设计

 针对含多设计参数的典型民机机身下部结构耐撞性设计,提出了一种设计方法,该方法以最小化客舱地板的初始加速度峰值与最大化参考压溃状态的结构内能为优化双目标,通过Kriging模型对结构的冲击响应进行预测,采用非支配排序遗传算法II(NSGA-II)对双目标进行优化,进而由Nash-Pareto策略获得最优方案。为了得到最优设计方案,同时研究设计参数对机身结构耐撞性的影响,提出最大化期望提高与最大化预测方差同步加点准则建立代理模型。采用该设计方法,以典型民机机身下部结构设计问题为算例,对客舱地板支撑结构、货舱地板和泡沫构件形状参数进行优化。结果表明,相对原始设计客舱地板的加速度峰值降低约18.3%,次高加速度峰值也得到有效降低,改善了机身结构的耐撞性;Kriging模型预测响应与有限元分析结果误差小于1%,说明了设计方法的有效性。