高性能无人机翼型的杂交优化设计

 发展了用于高性能无人机翼型设计的杂交优化设计方法。针对“类全球鹰”翼型的算例表明，该方法能满足低速时高升力（C_L）和跨声速巡航时高气动效率（C_L/C_D）两方面要求。优化翼型较初始翼型，其低速时的设计升力系数提高了19.80%，跨声速巡航时的设计升阻比提高了37.45%，并且在较大的速度区间内优化翼型都具有良好的综合性能。杂交优化设计方法可为高空长航时无人机的设计提供参考。     

基于壁面压力分布的单边膨胀喷管反设计及试验验证

针对目前单边膨胀喷管(Single expansion ramp nozzle:SERN)设计方法的缺陷,提出了通过指定壁面压力分布规律来反设计喷管型线的方法,获得了膨胀面型线反设计程序。根据给定的最优壁面压力分布反设计了喷管型线,将该喷管与最大推力喷管进行了性能对比研究,并对该喷管进行缩比冷流试验,试验和数值模拟结果吻合很好。结果表明:在设计点,相比于最大推力喷管,该喷管的轴向推力系数比最大推力喷管只降低0.07%,而升力和俯仰力矩分别提升了23.08%和2.82%,验证了设计思想的正确性,为SERN的设计提供了一种高效而新的设计方法。     

单斜面膨胀喷管几何参数对流场和性能的影响

基于CFD技术,通过求解Reynolds平均N-S方程附以标准k-ε双方程湍流模型,数值研究了单斜面膨胀喷管(SERN)主要几何参数对其内部流场和性能的影响,计算结果表明,SERN扩张段上、下斜面长度和角度对喷管流场结构和性能有明显的影响,随着上斜面长度的增加,喷管从欠膨胀状态过渡到过膨胀状态,在完全膨胀状态下,推力系数最大,存在某一最佳的上斜面角度,在该角度下,喷管推力系数最大,同样地,对于下斜面也存在最佳斜面长度和角度.     

基于Kriging代理模型的单边膨胀喷管尾缘切角优化

在设计点落压比25和非设计点落压比15条件下，对单边膨胀喷管（SERN）不同尾缘切角模型进行了三维数值模拟，并采用Kriging代理模型以SERN轴向推力系数为目标，对尾缘切角进行多目标优化。研究结果表明:尾缘切角会影响SERN后气体的膨胀，增强流动的三维效应，恰当的尾缘切角会使SERN后气体更充分膨胀，有利于提高SERN的轴向推力系数，改善SERN的性能；通过优化，SERN的轴向推力系数由0.94达到了0.975以上，比优化之前提高了约5%，基于Kriging代理模型的SERN优化方法是有效的。      

大涵道比涡扇发动机分开式排气系统设计参数影响研究

为了分析外涵可用压比、内外涵出口面积以及核心外罩长度四个参数对大涵道比涡扇发动机分开式排气系统气动性能的影响,以该排气系统为原型采用数值模拟的方法对其性能进行研究。结果表明：存在一个最佳外涵可用压比使推力系数最大,但此时外涵处于欠膨胀状态,其设计规律与单喷管设计不同;存在一个使得推力系数最大的最佳喷管出口面积,此时喷管处于微弱的过膨胀状态,这主要与核心外罩／尾锥上的压强分布有关;核心外罩长度对排气系统性能存在一定程度的影响。     

平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究

 在Re 为211@10⁶ 情况下进行的NACA0012 翼型Gurney 襟翼增升效应风洞实验研究表明, Gurney襟翼可使升力有很大提高, 0.5%平均气动弦长襟翼在C_L> 11 0 后即可提供较高的升阻比, 当C_L = 11 35 时,2%平均气动弦长襟翼获得了35%的最大升阻比增量; 翼型表面压力分布结果显示, Gur ney 襟翼增加了上翼面的吸力, 同时下翼面压力增强, 因而升力提高; 尾流速度型显示Gur ney 襟翼导致流经上翼面的流体在其后有明显下偏转, 这表明翼型有效弯度增大了; 襟翼上开出锯齿会同时导致升力和阻力下降, 但升阻比是否会提高则应视其是否更接近最佳高度的有效迎风面积。Gur ney 襟翼的最佳应用场合为中高升力系数情况( 如起飞、降落等), 在中小升力系数情况下不宜使用。     

基于膨胀度可控的 SERN 设计及试验验证简

 单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

基于膨胀度可控的SERN设计及试验验证

单边膨胀喷管(SERN)是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明:飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

基于壁面压力分布的非对称喷管反设计

针对目前非对称喷管的设计方法上的缺陷，给出了通过指定壁面压力分布规律来反设计其膨胀面型线的方法，获得了膨胀面型线反设计程序，并结合优化算法寻找综合性能较好的喷管壁面压力分布.将采用该方法设计得到的喷管模型与最大推力喷管进行了对比研究.结果表明:在设计点，该喷管的推力系数比最大推力喷管只降低0.102%，而升力和俯仰力矩分别提升2.295%和15.774%.验证了设计思想的正确性，为非对称喷管的设计提供了一种高效的设计方法.      

S弯收扩喷管流动特性数值研究

为了研究S弯收扩喷管的流动机理，数值模拟了不同喷管落压比（NPR）和S形收敛管道出口面积比（A₇₂/A₈）对S弯收扩喷管内流动的影响。结果表明：当S弯收扩喷管处于高度过膨胀状态时，随着NPR升高，非对称分离逐渐转变为对称分离，λ型激波转变为马赫盘结构，气动性能下降，推力矢量角减小；随着NPR继续上升，激波从喷管内移动到喷管出口边缘，并逐渐转变为膨胀波，气动性能上升，推力矢量角减小至0°后保持不变。在完全遮挡高温部件的低可探测准则的约束下，出口面积比A₇₂/A₈的变化主要对S弯收扩喷管收敛段的流动特性产生显著影响，体现在S弯收扩喷管内的局部加速及二次流分布。S弯收扩喷管的气动性能随着A₇₂/A₈增大而提高，但当A₇₂/A₈增大至1.8时，第一弯管道出口上壁面发生流动分离，气动性能显著下降。     

高超声速飞行器后体/尾喷管一体化设计

采用实数编码、小生境技术、稳态复制策略、多目标定级排序技术,改进了标准遗传算法,建立了多目标遗传算法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计,以尾喷管的推力、升力和附加俯仰力矩系数为性能目标,得到了优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果显示了设计变量与性能目标之间的关系,并提出了建议的外形方案。该优化算法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中。     

遗传算法结合神经网络的多段翼型优化设计研究

为提高多段翼型增升效能，开展包括襟／缝翼偏度和缝道参数在内的优化设计研究。将神经网络与遗传算法结合的优化设计方法应用于气动优化设计，并针对30P30N三段翼型，分别以8°迎角时升阻比最大和22°迎角时升力最大为目标进行了单目标和多目标优化设计研究。研究结果表明：采用单目标设计虽可在设计点获得较好的优化结果，但在非设计状态气动性能下降；采用多目标优化设计，既可获得良好的中等迎角升阻性能，又可改善大迎角失速性能，使综合气动性能更优；遗传算法与神经网络结合的优化设计方法可满足多段翼型的多点优化设计问题，具有高效、高精度等优点，易于工程应用。     

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

吸气式高超声速飞行器三维后体尾喷管优化设计

三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升三维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种三维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、三维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管三维构型进行了多目标优化设计。优化后的三维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。     

基于遗传算法的旋翼翼型综合气动优化设计

结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境,提出了适用于中型运输直升机旋翼翼型优化设计的目标函数及约束条件.在此基础上采用遗传算法,以"黑鹰"(UH-60A)直升机旋翼翼型SC1095为基础翼型,进行多目标、多状态以及多约束条件下的旋翼翼型优化设计.优化翼型同SC1095翼型相比弯度稍大,最大厚度略有增加.结果表明:优化翼型气动力特性在满足约束条件的情况下,零升力矩系数减小了57.2%,最大升力系数增加了3.7%,阻力系数减小了7.5%.同时,非定常动态失速状态下的气动特性也有一定的改善,阻力系数和力矩系数的发散范围均有明显的减小.此外,悬停状态计算结果表明:采用优化翼型构成的旋翼与SC1095旋翼相比,具有更高的悬停效率及更低的力矩系数.      

翼身融合背撑发动机布局的动力短舱设计

为了解决翼身融合（BWB）背撑发动机布局的飞机-发动机流动干扰问题，依据BWB流场特征，提出背撑式动力短舱设计思想：采用轴对称短舱，结合可以减小短舱外部流动对机体影响的外罩型面和满足进气效率要求的进气道型面设计。基于本文构建的动力短舱参数化建模方法和多点优化设计方法，开展兼顾内外流的短舱综合优化设计研究，最后对设计方案安装状态流场进行分析。结果表明：提出的设计方法可以给出具有不同内外流气动特性、满足BWB背撑式发动机动力短舱多点设计要求的设计方案，巡航状态短舱外表面和全推力状态进气道最大马赫数最大可减小8.35%和11.81%，优化结果在最大推力和侧风起飞状态也具有良好的进气道性能；动力短舱安装状态消除了高速巡航飞行状态下短舱和机体之间的强激波和后体流动分离，低速大迎角状态机体外流能够为发动机提供均匀稳定的进气，进气道总压恢复系数满足设计要求。     

超燃冲压发动机尾喷管进口气流角畸变研究

为探索气流角畸变对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响，本文开展了喷管在单一气流角畸变和耦合畸变进口条件下的数值模拟研究。首先简要介绍采用的数值模拟方法，并根据实验结果校核数值方法的有效性。同时为得到准确的数值结果，进行了网格无关性研究。然后，通过数值模拟获取超燃冲压发动机燃烧室出口气流参数，用于研究气流角畸变对喷管性能的影响并讨论了其影响规律。在此基础上，进一步研究了气流角畸变与马赫数畸变相互耦合对喷管气动性能的影响。结果表明，气流角畸变对推力影响很小：推力系数变化仅为0.37%；但对升力和俯仰力矩影响显著，相应增幅分别可达51.84%和12.11%。此外发现气流角畸变和马赫数畸变对喷管气动性能的影响是相互独立的。因此在超燃冲压发动机喷管的相关研究过程中，有必要对气流角畸变加以考虑。另外还需要关注由于气流角畸变导致的喷管升力和俯仰力矩变化对飞行器整体稳定性的影响。     

基于代理模型的二元收扩喷管流道型面优化设计

在二元收扩（2D-CD）喷管设计参数对喷管气动性能影响研究的基础上,以获得尽可能高的喷管推力系数为目标,以喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为设计变量,对二元收扩喷管的流道型面进行了优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立喷管推力系数与设计参数间的Kriging代理模型,采用自适应模拟退火算法（ASA）对代理模型进行分析求解。结果表明,二元收扩喷管的优化型面参数为:喉道宽高比为6,喉道型面半径比为0.3,收敛半角为15°,扩张半角为5.64°,此时最大推力系数为0.97847,流量系数为0.98778.      

吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。     

螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法

螺旋桨滑流对飞机各部件的气动干扰造成飞机的俯仰力矩特性恶化，危害飞行安全。开展螺旋桨滑流对螺旋桨飞机俯仰力矩特性的影响机理研究和螺旋桨滑流作用下螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法研究十分重要。采用动态重叠多块结构网格，通过求解非定常雷诺平均可压缩Navier-Stokes方程，数值模拟了某螺旋桨飞机不同拉力系数下降落构型的绕流流场。结果显示螺旋桨滑流对机翼、平尾的气动干扰是导致飞机俯仰力矩特性恶化的主要原因，改进螺旋桨飞机俯仰力矩特性的关键是改进其平尾的升力特性。以拉力系数等于0.4时的降落构型为优化对象，开展了俯仰力矩特性的改进方法研究，包括降低平尾高度、改变平尾上反角、抬高螺旋桨轴线等方法。研究发现在不增大机翼对平尾整体下洗强度的前提下，减小平尾和螺旋桨轴线的垂向距离，可以明显地改善螺旋桨飞机的俯仰力矩特性。