基于并行CFD和优化技术的返回舱外形多目标优化设计北大核心CSCD

在给定的质心设计范围内,围绕球冠倒锥返回舱外形的高超声速气动单点静稳定性、配平升阻特性、质心横偏量的综合设计问题,提出了多点多目标优化设计数学模型。通过多目标优化设计方法结合并行数值模拟技术,对该多点多目标气动外形优化设计问题进行研究,为了加快多点数值计算进度,采用了嵌套并行方法,通过有效利用硬件资源来提高多个状态气动数值求解效率。根据以上方法给出的最优设计边界指出了返回舱单点静稳定性与配平升阻比和质心横偏量的矛盾关系,改善单点静稳定性会导致配平升阻比下降,使质心横偏量增加;反之,配平升阻比增加,质心横偏量减少都会使单点静稳定性变差。     

基于并行CFD和优化技术的返回舱外形多目标优化设计

在给定的质心设计范围内,围绕球冠倒锥返回舱外形的高超声速气动单点静稳定性、配平升阻特性、质心横偏量的综合设计问题,提出了多点多目标优化设计数学模型。通过多目标优化设计方法结合并行数值模拟技术,对该多点多目标气动外形优化设计问题进行研究,为了加快多点数值计算进度,采用了嵌套并行方法,通过有效利用硬件资源来提高多个状态气动数值求解效率。根据以上方法给出的最优设计边界指出了返回舱单点静稳定性与配平升阻比和质心横偏量的矛盾关系,改善单点静稳定性会导致配平升阻比下降,使质心横偏量增加;反之,配平升阻比增加,质心横偏量减少都会使单点静稳定性变差。     

火星进入器高超声速化学非平衡特性数值计算研究

火星探测活动是当前国际深空探测领域的热点,而探测器的进入、下降和着陆阶段的气动特性预测是关系其布局和热防护系统设计的关键问题之一。针对火星进入器高超声速进入过程,发展了火星环境的高超声速化学非平衡流动数值模拟方法,建立了进入段气动特性的有效预测技术。以探路者号火星进入器防热大底为研究对象,采用5组分6化学反应模型开展典型弹道点上的化学反应流动数值模拟。结果表明:CO_2在激波层内发生较大程度的离解反应,火星进入器高超声速化学非平衡特性显著。因化学反应作用强烈,激波层内热传导所致热流量相对较低,而组分扩散造成的热流量占一定比重,计算所得的驻点总加热量与经验公式吻合良好。火星环境的化学非平衡特性的有效预测可为我国未来火星探测任务提供技术支持。     

高超声速翼身组合布局的最优巡航配平研究

以一种类似X-34的翼身组合体为初始构型,研究高超声速下的最优巡航。为了获得最佳升阻特性,达到全机的力矩配平,通过改变机头弯度、翼型弯度和机翼扭转角,对机翼、机身进行耦合设计,研究其不同布局参数下的气动特性。与翼身组合布局的再入型可重复使用运载器进行比较,给出了适应临近空间小迎角下高超声速巡航飞行的设计方法。结果表明,所采用的配平设计方法是合理、有效的,得到的优化构型满足了高超声速最优巡航的要求。     

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。     

升力体机动飞行器气动布局概念设计

开展高超声速机动飞行器的气动布局概念设计研究,提出一种新的升力体机动飞行器气动布局方案,进行了机体的优化设计,并进行了控制舵的匹配设计,研究了飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平升阻比及配平攻角,有较高的机动控制效率,是高超声速飞行器实现高机动的潜在可行方案。     

类ATLLAS-M6运输机气动布局分析与设计

根据德国宇航中心设计的ATLLAS-M6运输机的气动布局特点,利用基于类型函数和形状函数的CST方法对其进行了参数化建模,并初步计算分析了该外形的主要气动特性,包括配平特性、静/动稳定性以及控制面的控制效率等。研究结果表明,类ATLLAS-M6的气动性能基本满足高超声速运输机的设计要求,其气动布局方案是可以借鉴的。在此基础上,将进一步考虑运输机结构重量、热防护性能等对布局的约束,对其外形进行多学科优化设计。     

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.     

高空长航时飞翼布局无人机静气动弹性研究

高空长航时大展弦比飞翼布局无人机在气动载荷的作用下所产生的较大的弹性变形,显著地改变了全机的升阻特性及静稳定性,常规的刚性飞机假设已不能满足其总体气动特性分析的精度要求.基于CFD/CSD松耦合的方法研究了大展弦比飞翼布局无人机的静气动弹性特性问题,结果表明:静气动弹性效应将显著降低这类飞机的升阻特性,并显著增加原设计配平巡航点的俯仰力矩;滚转静稳定性导数可提高41.7％,同时改善了刚体外形设计中存在的纵向静不稳定现象;局部气动载荷显著地向翼根转移,从而有利于结构设计.     

小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性

本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明，采用返回舱重心横偏的方法，在保持对静稳定性的要求下，可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现，以往风洞试验得出的马赫数大于６后，返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下，随着马     

通用大气飞行器的参数化气动布局研究

提出了一种新的升力体类通用大气飞行器布局方案.应用基于二次曲线的模线设计方法,通过二次曲线的控制点和形状参数实现参数化外形建模,构造适用于通用大气飞行器的升力体布局方案,提高飞行器气动布局方案的设计效率,为进一步的气动特性计算和布局方案设计优化奠定基础.采用修正的内伏牛顿流理论,对通用大气飞行器进行高超声速气动特性计算,并进行了质心设计,获得的高超声速稳定配平升阻比达到3.5以上.进行了控制舵面设计和控制效率的计算分析.     

高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形设计与布局研究

为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值.据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性.此外,针对优选出的+字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于+字布局但工程实现相对复杂的结论.     

类X-33运载器气动特性分析

开展升力体运载器的气动布局概念设计研究及气动操稳特性分析.利用二次曲线横截面、指数函数纵向控制线及模线设计方法,提出一种类X-33升力体运载器气动外形,进行机体的优化和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性、纵横向稳定性问题和操纵效率问题.研究表明,方案具备较高的高超声速配平升阻比,有较高的容积效率和机动控制效率,可以作为未来航天运载器的潜在可行方案.     

高超声速巡航飞行器乘波布局气动设计综述

吸气式高超声速乘波飞行器作为可以高效飞行于临近空间空域的运载器,自概念提出以来一直受到世界各国的高度关注,并吸引着众多学者与机构对此开展研究。本文主要从高超声速飞行器发展动态及乘波式气动布局设计技术两个方面展开分析,前者主要包括超燃冲压发动机的发展历程和主要工业国高超声速项目发展动态;后者主要针对受到世界各国高度重视的乘波式气动布局设计技术,较全面地概述了乘波飞行器气动布局设计方法的最新研究进展,在乘波体设计流程、基准流场构建方法、基准流场求解方法、沿展向乘波布局设计方法和乘波体在高超声速气动布局上的应用等方面进行了详细讨论。根据本文综合分析,乘波式气动布局高超声速飞行器由于在高超声速飞行条件下具有优异的气动性能,仍然是高超声速飞行器一体化布局的重要候选布局形式,而且随着材料、推进、导航与控制等技术的飞速发展,面向工程应用的乘波式高超声速飞行器将会很快出现,并将会在航空航天领域发挥重要作用。     

一种可重复使用天地往返升力体飞行器概念及其气动布局优化设计研究

通过调研和梳理国内外可重复使用天地往返运输系统的方案、任务剖面、气动布局、气动特点以及飞行性能等发展情况,综合使用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的CST方法,提出一种具有较好的继承性和可持续自主创新发展的新型的可重复使用天地往返升力体飞行器概念(FL-T1)。通过对其进行全速域的升阻特性、压心与质心布置、稳定性分析等,全面掌握了该升力体布局的气动特性。通过对该布局控制舵的匹配设计,研究了飞行器的操纵效率问题。通过多目标优化设计的思想,发展和完善了多目标优化计算方法和软件。针对本文提出的可重复使用天地往返升力体飞行器概念(FL-T1),开展了考虑气动力/气动热综合的多目标优化,获得了性能较优的优化布局。研究表明,该新型气动布局概念具有较大的高超声速配平升阻比、较好的减速特性、可接受的气动热环境、较好的高超声速稳定性和气动控制效率,可以作为未来可重复使用天地往返飞行器的潜在可行方案。在综合性能上,通过本文发展的多目标优化软件优化获得的一系列气动布局方案较初始气动布局,在所关注的方面均有显著的改进,可作为一系列备选方案供设计者选择。     

吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。     

涡波效应宽速域气动外形设计

拓展了密切锥乘波体设计方法的应用,推导了设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,建立了定平面乘波体设计方法。通过定制乘波体的平面形状引入涡效应,提出涡波效应宽速域气动布局的概念,即在高超声速状态下使用激波效应、在低速状态下使用漩涡效应提升布局的总体性能。以双后掠布局为例,使用CFD方法评估其高速和低速状态的气动性能,与带锥体的平板进行对比,分析了升阻比、升力系数以及流场特性,初步给出了非线性增升效果。计算结果表明：当前定平面乘波体布局在低速状态和高超声速状态均具有较好的气动性能,弥补了传统乘波体的性能缺陷,为宽速域气动布局的设计提供了新的思路。     

类AHW助推滑翔飞行器气动布局优化设计分析

AHW作为美国首飞即成功完成高超声速助推滑翔飞行试验的飞行器受到越来越多的关注。本文针对该类钝双锥十字形小尺寸弹翼外形气动布局阶段的共性问题进行了研究。基于参数化方法建立的基本外形和工程气动力估算模型,采用正交设计方法进行了参数敏感性分析,并对正交优化结果进行了数值模拟验证分析,在此基础上利用多目标优化方法完成了弹体布局的进一步优化。同时在优化外形基础上考虑气动特性以及总体和防热需求,对操纵面的类型、质心与操纵面尺寸配置以及操纵效率进行了探讨分析,给出了气动布局建议。研究表明,该类布局方式可以获得较高的配平升力、配平升阻比及容积率,并且合理的质心位置/舵面尺寸的组合可以实现操纵性需求,是高超声速滑翔飞行器的一种潜在布局方案。     

弯体机动再入飞行器气动特性研究

本文计算和分析了弯体机动再入飞行器的高超声速纵横向气动特性。研究了质心布置对配平、配平升阻经的影响规律，给出了三个方向稳定配平的必要充分条件。通过气动力与六自由度弹道的耦合，模拟了弯体飞行器螺旋机动飞行时的弹道特性，指出了质心的运动规律应根据需要预先给出。     

返回舱烧蚀外形对配平特性影响分析

为研究烧蚀对返回舱配平特性的影响,采用数值模拟方法计算分析了类联盟号返回舱在不同马赫数下的配平特性,同时研究了因烧蚀防热层厚度变化所引起的气动外形改变后的气动特性,尤其是配平特性的变化情况。结果表明:在高超声速段(Ma8),类联盟号返回舱的配平攻角绝对值和配平升阻比随着马赫数的增大而减小;因烧蚀防热层厚度变化所引起的气动外形变化后,配平攻角绝对值会增大,配平升阻比也相应增加;研究结果与国外文献中对CEV外形的研究结论相符合,类联盟号外形与CEV外形在配平特性上具有相同的变化规律,烧蚀对其配平特性的影响规律也相同。