气动结构串行优化技术研究

针对飞行器工程型号发展中的气动结构优化设计需求,提出和讨论了一种气动结构串行优化策略,将气动结构耦合优化问题分解成了气动外形优化和多工况下保持巡航气动性能的结构尺寸优化两个串行子问题。基于自研工具和商业软件MSC Nastran建立了全自动的面向工程应用气动结构串行优化能力。开展了CRM-WB和HIRENASD机翼气动结构优化设计,同时取得了减阻和减重收益。结果表明所提策略具备一定的工程实用性,可在某种程度上解决飞行器型号发展中的气动结构优化设计需求。     

基于伴随理论的大型客机气动优化设计研究进展

大型民用客机的气动设计具有巡航马赫数高、部件间流动干扰复杂、外形精细化修形难度大等特点，完全依靠人工试凑法进行气动设计工作量巨大。基于高可信度数值模拟的优化设计技术可以对该类问题进行自动寻优设计，给设计师提供有力参考，因此在大型民用客机气动设计中发挥着越来越显著的作用。首先，以大型民用客机为背景，总结了民机气动设计中的关键科学问题，指出了梯度优化设计方法在民用客机不同优化设计问题中的适用性，并进一步对梯度求解中的伴随方法理论进行了详细介绍。然后，分析了基于伴随理论的气动优化设计方法以及气动结构多学科优化设计方法在民用客机设计中的研究进展，其中气动优化设计方面着重突出了复杂全机多部件气动外形优化设计方法以及飞机/发动机一体化优化设计方法。最后，对基于伴随理论的气动优化设计方法在大型民机中的应用进展进行了提炼，对未来发展趋势进行了展望与建议。     

三维机翼气动结构多学科优化方法

采用Euler方程、连续伴随优化方法、自由形面变形技术（free-form deformation,FFD）以及一种四边形线性壳单元模型对三维机翼气动结构多学科优化方法开展了研究。目标函数为阻力系数和机翼翼盒结构质量的加权和,设计变量为FFD控制点以及10段蒙皮的厚度。气动方面升阻力系数对设计变量的梯度由伴随方法求得,结构方面翼盒质量对于蒙皮厚度的梯度可直接计算,应力的梯度采用有限差分方法获得。对跨声速大展弦比机翼进行气动结构多学科优化,并将该计算结果与机翼气动单学科优化设计后的静气弹计算结果进行对比,结果表明:该气动结构多学科优化方法能够在满足约束条件下,实现阻力系数和翼盒质量同时降低,保证优化结果的合理性。      

民用飞机气动外形数值优化设计面临的挑战与展望

系统回顾了气动外形优化的主要环节，对优化体系中学科分析、参数化建模、网格重构技术、敏度分析、优化算法、代理模型、目标函数/约束处理等各个环节的进展，及气动综合优化面临的挑战、基础科学问题进行了总结。结合课题组在优化体系建设上开展的研究工作，针对民用飞机气动外形综合设计的需求，提炼了工程型号对优化体系构建的具体要求。并对今后的研究工作以及未来发展方向进行了展望与建议。通过文章系统整理论述，希望能够为气动数值优化设计研究人员提供一些有意义的建议和参考，促进设计空气动力学、以及多学科优化技术的发展。     

离散伴随方法在气动优化设计中的应用

针对工程问题中大规模设计变量难以进行快速优化的难题,在自研流场解算器(WiseCFD-UG)基础之上,发展了基于离散伴随方法的梯度计算模块,实现了目标函数对大规模设计变量的快速精确梯度求解.此外,结合FFD参数化、线弹性体网格变形,优化算法等模块建立了气动优化设计系统.运用系统对M6机翼和CRM翼身组合体构型进行定升减阻优化设计,结果表明:机翼表面的压力分布得到了显著改善,表面激波得到不同程度的消除或减弱.气动优化设计系统有效可靠,具有一定的工程应用价值.     

兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化

发展气动/声爆伴随优化设计方法对于研制新一代超声速客机具有重大意义。典型的气动/声爆伴随优化设计方法分为两种：近场信号的伴随优化和远场声爆预测耦合伴随设计优化。将最新发展的基于离散伴随理论的近场声爆信号反设计与气动特性优化结合,提出兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化策略。首先,概述了伴随方程梯度求解和提出的基于信号射线方法的近场过压提取及目标过压装配过程,并验证了优化流程中近场信号及地面波形预测的准确性。其次,针对超声速民机标模,开展了低阻优化、近场低声爆反设计、兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化三种策略的对比研究,结果表明兼顾气动和近场声爆特性优化策略的伴随优化在综合提升气动和低声爆特性上表现更优。最后与文献中相同算例的优化结果进行对比分析,进一步证明了该优化策略在超声速民机设计中的应用潜力。     

航空发动机涡轮叶片的多学科设计优化

叙及了多学科设计优化技术在航空发动机涡轮叶片设计中的应用研究,对涡轮叶片多学科设计优化方法进行设计的具体实施过程进行了介绍,讨论了结构、气动、传热、强度、振动和寿命以及优化算法等跨学科之间进行耦合优化设计的理论和方法。文末给出了一计算实例。      

基于代理模型的高效全局气动优化设计方法研究进展

基于高可信度计算流体力学的数值优化设计方法，在提高飞行器气动与综合性能方面正发挥着越来越重要的作用。基于代理模型的优化算法（SBO），由于能够实现高效全局优化，逐渐成为了气动优化设计领域的研究热点之一。近20年来，代理优化算法研究已取得了长足进步，多种先进的新型代理模型被提出，优化理论和算法也不断完善和发展。以飞行器精细化气动优化设计为背景，综述了基于代理模型的高效全局气动优化设计方法研究进展。首先，介绍了基于变可信度代理模型的气动优化设计方法、结合代理模型和伴随方法的气动优化设计方法以及基于非生物进化的并行气动优化设计方法的研究现状和最新进展。然后，针对飞行器气动优化设计学科领域的前沿问题，介绍了基于代理模型的多目标气动优化设计方法、混合反设计/优化设计方法、稳健气动优化设计方法的研究进展，以及基于代理模型的多学科优化设计方法的研究进展。文献综述表明，代理优化算法在设计效率、全局性以及鲁棒性等方面性能优良，已经发展到可以解决100维（100个设计变量）以内的气动优化设计问题，具有良好的工程应用前景。最后，探讨了基于代理模型的高效全局气动优化设计在理论、方法及飞行器设计应用方面所面临的问题和挑战，给出了未来研究方向的建议。     

基于一种贝叶斯优化框架的高空螺旋桨气动优化设计

为了在可接受时长内获得高空螺旋桨气动方案的最优解，提出一种基于贝叶斯优化框架的高空螺旋桨气动外形优化设计方法。该方法以拉丁超立方抽样获取螺旋桨气动外形参数的初始样本点，建立以该参数为输入、数值模拟获取螺旋桨气动性能为输出的初代高斯过程模型；以遗传算法和三种并行加点准则构成的子优化获取新样本点，求取新样本点的气动性能，并更新样本数据和高斯过程模型。该方法可以使新样本点快速向最优解附近集中，从而提高最优解附近的模型近似精度。为验证模拟方法，加工了某高空螺旋桨进行地面试验。与模拟结果相比，试验推力平均误差2.34%、扭矩平均误差3.33%。以课题组自研的6个低雷诺数翼型为基础，使用该方法对某高空太阳能无人机螺旋桨进行优化设计，优化结果显示：螺旋桨在设计点推力提高9.24%、效率提高8.13%。研究结果表明，该方法对高空螺旋桨优化设计及相关工程应用具有较强的参考价值。     

基于并行遗传算法的向心涡轮气动优化设计

为了提高向心涡轮轮周效率,保持流量、膨胀比不变,以流道、安装角、型面为设计变量,基于并行遗传算法的优化方法,对某微型发动机向心涡轮叶片气动性能进行多变量耦合的自动优化设计,利用商用软件NUMECA进行3维流场计算分析,并比较了优化前后向心涡轮转子的总体性能。结果表明:在设计工况下,向心涡轮的轮周效率提高近3%,流量也略有增加,膨胀比近似不变;在非设计工况下,优化叶片效率均高于初始叶片的,向心涡轮的整体性能得到提高。该算法不仅可自动实现多变量耦合优化,而且可高效地得到高气动性能叶片。     

Aeroelastic two-level optimization for preliminary design of wing structures considering robust constraints

An aeroelastic two-level optimization methodology for preliminary design of wing struc- tures is presented, in which the parameters for structural layout and sizes are taken as design vari- ables in the first-level optimization, and robust constraints in conjunction with conventional aeroelastic constraints are considered in the second-level optimization. A low-order panel method is used for aerodynamic analysis in the first-level optimization, and a high-order panel method is employed in the second-level optimization. It is concluded that the design of the abovementioned structural parameters of a wing can be improved using the present method with high efficiency. An improvement is seen in aeroelastic performance of the wing obtained with the present method when compared to the initial wing. Since these optimized structures are obtained after consideration of aerodynamic and structural uncertainties, they are well suited to encounter these uncertainties when they occur in reality.     

一种计及静气动弹性变形影响的跨声速机翼气动优化设计方法研究

耦合流场控制方程和结构静平衡方程求解得到大展弦比跨声速弹性机翼气动性能,分析研究了结构静弹性变形对气动载荷的影响.在此基础上以机翼典型剖面外形和机翼型架外形为设计变量进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动优化设计方法研究,实现了在真实飞行条件下考虑静气动弹性变形影响的大展弦比跨声速弹性机翼一体化优化设计.优化设计算例结果表明所发展的方法是成功的,优化得到的弹性机翼在满足升力系数约束条件下提高了升阻比.     

Integrated optimization on aerodynamics-structure coupling and flight stability of a large airplane in preliminary design

The preliminary phase is significant during the whole design process of a large airplane because of its enormous potential in enhancing the overall performance. However, classical sequential designs can hardly adapt to modern airplanes, due to their repeated iterations, long periods, and massive computational burdens. Multidisciplinary analysis and optimization demonstrates the capability to tackle such complex design issues. In this paper, an integrated optimization method for the preliminary design of a large airplane is proposed, accounting for aerodynamics, structure, and stability. Aeroelastic responses are computed by a rapid three-dimensional flight load analysis method combining the high-order panel method and the structural elasticity correction. The flow field is determined by the viscous/inviscid iteration method, and the cruise stability is evaluated by the linear small-disturbance theory. Parametric optimization is carried out using genetic algorithm to seek the minimal weight of a simplified plate-beam wing structure in the cruise trim condition subject to aeroelastic, aerodynamic, and stability constraints, and the optimal wing geometry shape, front/rear spar positions, and structural sizes are obtained simultaneously. To reduce the computational burden of the static aeroelasticity analysis in the optimization process, the Kriging method is employed to predict aerodynamic influence coefficient matrices of different aerodynamic shapes. The multidisciplinary analyses guarantee computational accuracy and efficiency, and the integrated optimization considers the coupling effect sufficiently between different disciplines to improve the overall performance, avoiding the limitations of sequential approaches utilized currently.     

多控制面飞行器结构与配平鲁棒气动弹性优化方法

基于遗传算法,提出了一种考虑多控制面飞行器结构参数和配平关系中的不确定性的鲁棒气动弹性优化方法,并在一个带有主动气动弹性机翼(AAW)的复杂小展弦比飞机的结构和控制面传动比的鲁棒设计中得到了应用.以非概率形式来衡量设计变量的不确定性变化,采用单目标函数形式,并引入一个反映目标函数相对变化的额外约束来描述鲁棒优化问题.在...     

一种考虑气动弹性的运输机机翼多学科优化方法

探索了在运输机初步设计阶段的一种计及气动弹性的机翼气动/结构综合优化设计方法.该方法将试验设计方法与二次响应面、Kringing模型和神经网络等工程近似技术相结合,建立考虑气动弹性后的气动性能和结构性能的近似分析模型,在这些近似模型的基础上进行最优化设计.应用该方法进行了高亚声速运输机计及气动弹性的机翼气动/结构综合优化设计,设计结果表明:(1)近似模型精度满足工程设计要求,所设计的高亚声速运输机机翼具有较好的气动/结构综合性能,表明本文方法是可行的;(2)计及气动弹性的优化设计结果比不考虑气动弹性的优化设计结果性能有很大提高,说明对高亚声速运输机机翼设计来说,在初步设计阶段考虑气动弹性是很有必要的.     

高性能计算支持的静气弹优化设计方法

为扩大国产超级计算机在国内航空航天工业领域的应用,面向大展弦比机翼气动结构综合优化设计的实际问题,基于具有大量工业应用和自主知识产权的CFD软件TRIP和CSD软件SiPESC,应用改进的三维类别/形状变换（CST）参数化方法、差分敏度并行计算策略和移动渐近线（MMA）等大规模优化算法,通过TRIP+SiPESC耦合气弹分析软件预测气动载荷,发展了一套机翼型架外形的优化设计方法。以CRM标模内插机翼为例,针对无弯扭的初始型架构型,以气动外形展向几何扭转分布和结构有限元模型一万个壳单元厚度为设计变量,实现1 g载荷气动优化和2.5 g载荷结构优化的综合;在不降升阻比、满足最大应力/位移的约束下,俯仰力矩系数改善近40%,针对本文假设材料和初定的尺寸参数,机翼减重近9%,验证了方法和软件的有效性。该方法直接采用产品级高保真的自主静气弹分析软件预测气动力/载荷,将计算资源耗费大的静气弹优化和设计变量/约束规模大的结构优化分治,有较好工程应用前景。     

气动弹性剪裁中的响应值敏度

进行了一种用解析方法求气动弹性剪裁中的结构响应值敏度的研究。推导了结构的气动弹性响应(位移,振动形态和频率,静气动弹性效率和发散,颤振 )对设计变量导数的封闭解析表达式。设计变量可包含复合材料结构的铺层方向角。广义气动力导数计及正交振动形态导数的影响。经实例验算,所求得的敏度,与差分法相比,数值上吻合得很好。此方法已成功地应用于 CAE倡导发展的结构优化设计程序系统。     

基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构优化设计

探索基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构多学科设计优化方法,建立了基于近似技术的多学科设计优化框架。气动学科采用全速势方程加黏性修正进行翼身组合体跨声速流动的气动计算,结构学科采用有限元分析方法进行应力与变形计算。采用均匀设计法给出若干样本点,分别采用二次响应面、Kriging模型和径向基神经网络等多种近似技术,构造气动学科和结构学科的近似分析模型,并对几种近似模型精度进行了分析和比较。研究发现,Kriging模型和二次响应面具有几乎等同的较高的近似精度,神经网络的近似精度则较差,由于二次响应面计算量更小,故最终选定为机翼设计优化的近似方法。以升阻比和结构重量为目标,考虑升力、机翼面积以及应力和应变约束条件,对运输机机翼4个外形参数和4个结构参数进行多目标、多约束优化设计。优化后的机翼具有较好的气动/结构综合性能,表明本文方法是可行的。     

基于伴随算子的气动布局优化技术及其在大飞机机翼减阻中的应用

为了提高大型飞机机翼的气动性能,发展了基于Bezier-Bernstein曲线的机翼气动布局参数化技术和网格变形技术,以及基于Navier-Stokes方程的流场解算器、伴随算子解算器和二次规划寻优算法,形成了气动布局优化软件.通过改变约束条件、设计参数范围和初始点,对机翼进行了一系列的极多参数和多约束的气动布局精细优化设计,得到了良好的优化结果,优化结果表明该优化方法是高效和可靠的.      

基于CFD的静气动弹性优化设计方法

以三维Navier-Stokes方程为控制方程,数值计算弹性机翼跨音速气动力,耦合结构静平衡方程,研究弹性机翼的静气动弹性变形和真实载荷分布,并在此基础上,对机翼的型架外形进行基于静气动弹性的多学科的优化设计(MDO),以及对机翼进行基于总升力不变的飞行姿态确定,以满足弹性机翼在飞行时的品质设计要求.以某后掠机翼为例,设计结果达到预期目标.