高超声速飞行器气动布局总体性能优化设计研究

总体设计是吸气式高超声速巡航飞行器的关键技术之一.为提高高超声速飞行器的设计水平,获得一个总体性能较优的布局构型,对乘波布局的高超声速飞行器进行了总体优化设计研究.采用多目标遗传算法,以飞行器外形参数作为设计变量,考虑了巡航状态下的气动力、热、雷达散射截面、机体/推进一体化、机身容积、配平特性、静稳定性和机动性等指标.优化设计得到了Pareto最优前沿面,获得了很多总体性能优于基本构型的最优个体.根据设计指标,给出了一个推荐方案作为进一步研究的参考构型,并对它的气动特性进行了风洞实验验证,证明了本文优化设计方法的可行性.     

大型客机后缘铰链襟翼巡航变弯度气动性能数值研究

更高、更快、减阻是飞机设计三大永恒的追求。传统的固定翼飞机在进行优化设计时需兼顾各种飞行条件,寻求一个折中的最优解,而变弯度机翼的概念能有效解决这个问题,符合上述飞机设计的三大追求。着重研究大型宽体客机后缘襟翼刚性变弯度对巡航气动效率及跨声速抖振边界的影响。首先基于下垂式铰链襟翼机构,编制了机构引导下带扰流板联合偏转的后缘襟翼运动仿真程序,以自动生成不同襟翼偏角的巡航构型。在此基础上对巡航构型进行非稳态气动计算,获得跨声速区机翼抖振边界。以该抖振边界作为约束条件,以襟翼偏角、迎角为双变量,获得Cl-K关系图,得到最优升阻比曲线。本文中襟翼偏角变化为0°~±3°,间隔1°;迎角范围为-2°~5°,间隔1°。计算结果表明,变弯度构型较不变弯度构型升阻比有所提高,抖振边界约提高10%;变弯度构型可提高不同设计点的气动效率,实现减阻省油;跨声速区机翼抖振边界的提高扩大了飞行包线,使得飞机能飞得更高、更快。     

带控制舵椭圆截面飞行器的气动设计

非圆截面弹身布局在高超声速再入飞行器的机动能力、隐身特性、飞行性能和毁伤效能等方面具有许多潜在的优势,是当前飞行器设计的一个重要发展方向。本文进行了带舵的钝头椭圆截面双锥体的气动布局设计,进一步发展了快速有效的高超声速气动力工程预测方法,并将带舵椭圆截面双锥体的气动特性与带舵圆截面双锥体的气动特性进行了比较。研究表明,带舵的椭圆截面弹身布局方式可以获得较高的配平升力、配平升阻比及配平攻角,利用质心运动和控制舵偏转的综合控制可以获得更高的配平效率,是高超声速飞行器实现大升力、大升阻比飞行的潜在可行方案。     

大型民机翼型变弯度气动特性分析与优化设计

为了提高飞机巡航过程中升力系数、马赫数变化后的气动效率,大型民用运输机开始采用机翼变弯度技术。以典型远程宽体客机翼型为例,研究了翼型后缘变弯度对气动性能与压力分布的影响。利用代理模型建立了不同巡航设计工况下,翼型后缘弯度与气动性能的关系。以此为基础,提出了基于代理模型的大型民机翼型变弯度设计优化方法。算例研究表明,在给定巡航升力系数与马赫数下,该方法可以预测出翼型的最佳弯度,从而改善非设计点气动性能。该方法对大型民机机翼变弯度构型设计工作有一定的工程意义。     

亚声速翼身融合无人机概念外形参数优化

为了兼顾翼身融合（BWB）布局无人机（UAV）的气动、隐身和结构重量要求,应用优化方法研究了某亚声速翼身融合无人机概念方案的外形设计问题。外形优化设计流程包括全机参数化几何外形模型、气动分析、机翼根部弯矩计算、雷达散射截面（RCS）分析、代理模型的建立和外形参数优化计算。选择了三种不同优化目标研究翼身融合无人机外形优化问题：①未配平状态升阻比最大;②配平状态升阻比最大;③配平状态升阻比尽量大和机翼弯矩尽量小。通过优化结果的对比分析,揭示了配平约束和机翼弯矩目标对优化设计结果的影响。研究结果表明：计入配平约束能够有效提高配平升阻比;将配平状态升阻比尽量大和机翼根部弯矩尽量小作为优化目标能够获得合理的优化外形。     

一种新的变前掠翼无人机气动布局

研究了一种新的变前掠翼无人机气动布局概念,在低、亚、跨和超声速状态下可通过改变机翼的前掠角来获取最佳的气动性能。根据设计指标和翼身融合技术初步设计了其几何外形,并采用三维Navier-Stokes方程数值模拟和对比分析了5种不同任务构型的气动特性。结果表明：①在Ma=0.6巡航时,平直翼加挂副油箱构型最大升阻比为14.55,而三角翼构型仅为8.29;②在Ma=0.4机动时,45°前掠翼构型失速迎角达到38°且具有最大的升力系数2.455,较平直翼构型提高了4.9%;③在Ma=1.5高速突防时,三角翼零升阻力系数最小,比平直翼加挂副油箱构型减小了14.4%,最大升阻比提高了34.6%;④所有计算状态下俯仰力矩特性均良好。研究结果验证了变前掠翼无人机气动布局新概念的合理性和先进性,可为高性能无人机的设计提供参考。     

大展弦比机翼跨声速静气动弹性风洞试验

基于静气动弹性风洞试验研究了某翼身组合体的跨声速静气动弹性效应。试验结果表明:在设计巡航点,静气动弹性对大展弦比超临界机翼的气动特性影响明显,可使机翼的升力系数降低21%、升阻比增加8%、焦点前移约1%bA;在超过巡航马赫数后,静气动弹性效应使得机翼气动特性有恶化的趋势。跨声速时,马赫数和速压对机翼的静气动弹性效应具有较大影响,且影响规律呈复杂非线性,难以依据现有理论分析准确预计。     

典型气动布局高超声速飞行的气动力数值评估

采用自主开发的数值软件SPACER对典型气动布局在Ma=6.0(Re=1×107)高超声速巡航时的气动力性能进行了数值评估。评估的气动布局包括类乘波体(仿X-51A)、翼身融合体(仿ISR)、传统升力体(仿X-33)和轴对称锥形体(仿Fasthawk导弹)。由于升力体范围较广,还对一种相对扁平的升力体模型进行了数值评估。评估结果表明:在考察条件下,类乘波体具有较大的升阻比和较小的阻力,是很有潜力的高超声速巡航气动布局;翼身融合体和传统升力体需一定的改进和进一步的研究,如扁平升力体的气动性能可得到大幅提升;轴对称锥形体以其总阻力小,也具有一定优势。     

高超声速飞行器构型的数值模拟、试验研究与优化设计

综合升力体和乘波构型的气动性能优势,发展了一种高超声速飞行器前体气动构型的设计方法。运用该方法参考某高超声速飞行器气动布局方案,设计了一种高超声速飞行器气动布局。对该类高超声速气动布局进行了数值模拟、优化设计和试验研究;并研究了该类气动布局在高空飞行时,稀薄气体效应对气动性能的影响。数值模拟结果表明：构型前体预压缩面能够将高压气体封闭在构型下表面,实现了乘波构型的设计概念;优化设计结果表明,对于该构型宽展比应在0.4~0.6之间,通过优化升阻比至少有3%~5%的提高余地。对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件。研究结果表明,在临近空间区域,该类气动布局的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势。     

运输机机翼、机身和翼身组合体气动特性雷诺数效应的数值模拟研究

通过CFD方法对运输机单独机身、翼身组合体及不同厚度和弯度的翼型进行了数值模拟研究,分析了雷诺数对机身和翼身组合体气动特性的影响规律,通过雷诺数对有弯度的翼型及旋成体气动特性影响的研究,初步解释了雷诺数对机身和机翼影响差别的原因。     

高超声速巡航飞行器气动布局优化软件设计

从总体性能指标角度出发,采用面向对象的编程方法,基于Visual C 开发了高超声速巡航飞行器气动布局优化软件。整个优化软件分为参数化建模模块、面元生成模块、性能指标计算模块、优化算法模块。各模块之间相对独立,通过函数接口实现互联,具有非常好的可维护性、可重用性和可扩展性。该软件实现了对高超声速巡航飞行器的气动力、气动热、隐身性能、操稳性能等总体性能指标进行气动布局多目标的优化,能够满足高超声速巡航飞行器概念研究和初步设计要求。     

民用客机可变弯度机翼优化设计研究

远程宽体客机在实际飞行状态下,机翼变弯度有效减阻能够提升客机性能和飞行品质。以全机配平构型为研究对象,基于襟翼、扰流板偏转建立变弯度模型;采用 RANS 方程实现阻力的精确求解并建立响应面模型,对不同升力系数、马赫数的多个飞行状态进行变弯度减阻优化;在此基础上,对实际飞行过程中变弯度操作需求及综合减阻性能进行分析,并采...     

SEA与仿真相结合的高超声速巡航飞行器系统效能评估

SEA方法与工程／交战级攻防对抗仿真相结合的效能评估框架,解决了SEA方法的建模问题。本文应用此框架以高超声速巡航飞行器为例研究了其系统效能,框架中基于测度论提出了效能指标,通过对基于HLA的攻防对抗仿真系统的输出测量,达到评估飞行器系统效能的目标,最后以一个简单的战情为应用对象,使用上述评估框架分析高超声速巡航飞行器的系统效能。     

高超声速飞行器操稳性能分析

以静稳定性衡量稳定性能,以可用过载衡量机动性,给出了高超声速飞行器操稳性能的计算方法。并以高超声速飞行器基准外形为例,计算了其在不同马赫数下的操稳性能,分析了操稳性能随马赫数的变化关系,为高超声速飞行器概念设计阶段的优化设计提供了操稳性能优化指标。     

高超声速飞行器宽速域翼型/机翼设计与分析

对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚跨超声速特性。首先,采用雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究,设计出了一种下表面具有双"S"形特征的新翼型。综合性能评估结果表明,该翼型相比于常规的高超声速翼型,在跨声速和高超声速下具有更加优良的气动特性;其跨声速状态下的升阻比达到78.9,高超声速状态下的升阻比达到5.94,能够实现宽速域内良好的综合气动性能。其次,开展了仿德国"桑格尔号"（SANGER）空天飞机运载机机翼的气动特性研究,对配置宽速域翼型与常规高超声速翼型的机翼进行了气动力特性综合对比分析。结果表明,配置新翼型的机翼在宽速域范围内整体气动性能更优,说明所设计的宽速域翼型在三维机翼上也具有一定的实用价值。     

基于后缘襟翼偏转的大型客机变弯度技术减阻收益

为了满足工程实际约束，针对宽体客机内外襟翼位置与偏角卡位进行了机翼后缘变弯度减阻收益研究。使用雷诺-平均Navier-Stokes（RANS）方程对襟翼不同后缘偏角采用遍历的方式进行了气动力评估，得到后缘襟翼最佳偏角；探究了变弯度技术在非设计点的减阻收益，以及变弯度技术对宽体客机阻力发散和抖振边界设计要求的拓展能力，进一步采用远场阻力分解方法探究了设计结果的减阻机理。结果表明，在变马赫数的非设计点，考虑俯仰力矩系数配平之前，阻力能获得一些收益，但考虑俯仰力矩系数配平后，变弯度后的阻力系数不减反增；当升力系数发生变化时，变弯度在考虑俯仰力矩配平的情况下，均能取得一定的收益；变弯度技术也减缓了抖振点激波诱导分离的趋势，对抖振特性有较好的改善作用。基于后缘襟翼偏转的变弯度减阻收益评估和机理分析，能为宽体客机机翼变弯度设计提供参考。     

组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析

采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案（方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机，方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机）总体性能对比研究。基于给定的马赫数为65巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了26%；方案一的起飞推力比方案二高出103%；基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。      

高超声速巡航导弹关键技术的探讨

高超声速技术是当今军事强国关注的武器发展方向。文章介绍了高超声速导弹的特点, 探讨了高超声速巡航导弹设计中的几个关键技术,包括弹体外形设计、发动机的研制、控制与制导设计等,最后对高超声速巡航导弹的设计提供了一些研究方向。     

高超声速飞行器周期巡航轨迹设计与优化

针对高超声速飞行器,给出了参数建模方法并分析了其气动特性,建立了乘波体外形高超声速飞行器的纵向平面运动学模型;提出了高超声速飞行器巡航段周期轨迹的方案及相应的轨迹优化方法.采用高斯伪谱法解决周期性轨道优化问题,将原有的连续周期非线性优化问题转化为多段离散优化问题,并采用SQP算法求得最优解.仿真结果表明,在巡航航程相同的情况下,周期轨迹比稳态轨迹更省燃料.     

通用航空飞行器参数化建模及气动特性分析

提出一种新的通用航空飞行器布局方案。应用基于二次曲线的模线设计方法,构造通用航空飞行器翼身组合体的布局方案。通过二次曲线的控制点和形状参数实现参数化外形建模,提高了布局方案设计的效率,为进一步的气动特性计算和布局方案设计优化奠定了基础。采用修正的牛顿流理论和一阶平面面元法,对通用航空飞行器进行高超声速气动特性计算,并对其飞行轨迹进行了仿真和优化。计算结果验证了通用航空飞行器布局方案的合理性,显示了参数化外形建模方法在通用航空飞行器布局选择和进一步深入研究中的实用性。