基于Navier-Stokes方程跨声速翼型和机翼气动优化设计

将响应面方法引入到气动优化设计上来,进行了基于N-S方程跨声速翼型、机翼气动优化设计。通过去掉完全二阶多项式响应面模型中的二阶交叉项,大大减少了构造高维响应面模型所需要的计算量。合理地选择优化设计空间,保证了构造的响应面模型具有较高精度。跨声速翼型、机翼减阻优化算例结果表明该方法能有效地适用于气动优化设计问题,设计质量高,方法实用可靠,有较高的工程应用前景。     

基于响应面法的机翼气动/结构一体化优化设计研究

基于响应面法进行了机翼气动/结构一体化优化设计研究,流动控制方程为三维欧拉方程,采用有限体积法进行数值求解,应力和结构变形采用有限元方法计算,静气动弹性分析采用强耦合迭代方式,响应面模型采用二次多项式来构造。以跨音速M6机翼为初始机翼,进行了多目标、多约束情形下的气动/结构综合优化设计,优化后所得到的新机翼具有更佳的气动/结构综合性能,升阻比增加了9.25%,而重量减轻了4.84%;响应面模型精度满足设计要求,拟合误差均不超过1%;这说明本文所发展气动/结构综合优化设计方法是成功且有效的,具有广泛的应用前景。     

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。     

跨声速飞机高可信度多设计点多约束气动优化设计技术研究

本文目的是研究和开发工程实用的高可信度数值优化设计技术,并应用于先进跨声速飞机机翼的三维气动外形优化设计。本文综合应用了自由几何变形(FFD)几何外形参数化方法、弹簧比拟非结构网格变形方法、基于RANS方程的高可信度计算流体力学(CFD)分析方法、径向基函数(RBF)代理模型方法、粒子群寻优(PSO)方法等技术,分别对NASA CRM模型、航空工业设计的W2机翼模型展开了单设计点和多设计点的三维气动外形优化设计。通过对单设计点优化设计后的CRM翼身组合体、双设计点优化设计后的W2机翼模型气动外形进行详细的气动分析,发现优化后的CRM翼身组合体、W2机翼模型相对初始外形气动性能得到显著改进,证实了数值优化设计技术应用于先进跨声速飞机机翼三维气动外形设计的有效性。同时证实了开发的数值优化设计技术和工具的正确性和实用性。     

跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法

跨声速层流翼型设计须兼顾优良的超临界特性和自然层流特性,因而对设计方法提出了更高的要求。针对现有反设计方法和直接优化设计方法的不足,发展了一种适用于跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法。该方法引入了基于经验的局部流场特征作为反设计目标,翼型性能指标作为直接优化设计目标,然后加权形成了混合反设计/优化设计总目标,并同时考虑了气动和几何约束。优化算法采用基于自适应并行加点技术的代理优化,流动数值模拟采用耦合基于线性稳定性理论的e^N转捩自动判定的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器。针对现代中短程民用客机需求,以NPU-LSC-72613翼型为基准,开展了层流翼型减阻的混合反设计/优化设计。分别将局部目标压力分布、总阻力作为反设计和直接优化设计目标,得到了较好的优化结果,验证了方法的有效性。经过2轮优化结果显示混合反设计/优化设计总目标显著下降。所设计翼型吸力面局部压力分布与目标压力分布基本一致,总阻力下降15.5%;吸力面和压力面层流范围均大于55%倍弦长,激波强度显著减弱,说明所设计翼型同时具有优良的超临界和层流特性。将所设计翼型配置到机翼上,通过三维数值模拟进行校验,结果显示所设计跨声速层流机翼升阻比提高了6.64%,在一定升力系数范围内,气动性能均有显著提高,验证了所设计跨声速层流翼型在机翼设计中的适用性。     

基于伴随方程和自由变形技术的跨声速机翼气动设计方法研究

将连续伴随方程法与自由变形技术(Free Form Deform-FFD)相结合开展了跨声速机翼气动外形优化设计方法研究。采用Bernstein基函数建立了空间FFD参数化方法,并应用基于控制理论的连续伴随方程方法建立了目标函数对于待优化几何外形的梯度求解模式,将几何外形参数化方法、连续伴随方法以及CFD数值模拟技术相结合,研究、构建了适合跨声速机翼的气动外形优化设计系统。利用该系统对ONERA M6机翼及某型民用客机机翼进行了气动减阻设计,算例验证表明该方法应用于跨声速机翼气动减阻设计效果明显,并且能较好的保持几何表面连续性和光滑性。     

基于工程的跨声速机翼两步优化设计方法

以跨声速机翼设计中权衡气动性能和总体设计要求的工程应用为出发点,在保证机翼结构重量和容积不变的约束下,提出了平面形状优化与剖面翼型优化结合的两步优化设计策略.应用神经网络和遗传算法,建立了相应的设计方法.采用两步优化方法进行跨声速机翼设计,第一步设计中,通过平面形状优化,增大机翼展弦比、减小诱导阻力是机翼气动性能改善的...     

基于黏性伴随方法的跨声速机翼气动优化设计

 进行了基于黏性伴随方法和Navier Stokes方程的跨声速机翼气动优化设计研究。分别推导了适用于三维跨声速机翼气动反设计和减阻设计的黏性伴随方程、边界条件和梯度求解表达式，并研究了伴随方程的数值求解方法。通过将网格生成、流场计算、黏性伴随方程数值求解、梯度求解和拟牛顿优化算法等几方面的有效结合，发展了一种跨声速机翼气动优化设计方法。为了提高计算效率，将多重网格方法应用到方程的数值求解中来加速收敛。跨声速机翼反设计和减阻设计算例验证了本文所发展的方法的正确性。采用本文的方法进行优化设计，一般通过20~30次迭代就能得到满意的结果。     

简化自适应机翼的气动外形优化设计

自适应机翼技术的研究对于超声速飞机设计具有重要意义。本文在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比λ=3.9,梢根比η=0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的简化自适应机翼的最优气动外形。本文采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形。讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益。与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益。     

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。      

基于共轭方程法的跨音速机翼气动力优化设计

 设计状态的机翼气动力特性是设计人员最为关心的指标, 应用控制理论设计方法进行了有升力约束情形下跨音速机翼阻力优化设计研究, 根据给定的目标函数推导了相应的共轭方程和边界条件, 研究了共轭方程的数值求解方法, 以及计算目标函数对设计变量的敏感性导数时所涉及的度量矩阵变分求解问题, 研究了流场计算、共轭方程数值求解、敏感性导数求解和拟牛顿优化算法这几个主要方面的有效结合问题, 发展出了一种跨音速机翼气动力优化设计方法, 进行了跨音速机翼气动力优化设计研究验证, 优化后机翼气动力特性有一定程度的改善, 阻力系数能减少20%左右, 而升力系数有所增大, 说明所发展的设计方法是成功的, 该设计方法在跨音速及复杂外形气动设计方面比以往设计方法具有更好的适用性和优越性。     

旋成面叶栅气动反命题的新解法(Ⅱ)

本文利用映象平面ξ-η的特点, 将旋成面叶栅气动正命题的微分-积分解法与叶型修正的“喷气模型”结合, 建立了一种适用于旋成面叶栅气动反命题的新解法。叶片表面给定的气动参数分布作为反命题的边界条件, 在求解过程中直接得到满足。通过对一例实际透平叶型的计算验证了本文解法的可靠性和实用性。      

后缘连续变弯度对跨声速翼型气动特性的影响

针对后缘连续变弯度对跨声速翼型气动特性的影响进行了研究。首先不考虑翼型后缘连续变弯度,基于搭建的优化设计系统对跨声速翼型进行气动减阻优化设计,通过添加不同的约束优化得到两种跨声速翼型:无激波翼型和超临界翼型。然后在这两种翼型的基础上,以后缘偏转角度为设计变量、以阻力系数最小为目标,针对不同的升力系数分别进行优化设计,并根据优化结果深入分析后缘连续变弯度对这两种翼型极曲线特性的影响机理。优化结果表明:无激波翼型与超临界翼型相比,其设计点处的气动特性较好,但鲁棒性较差;升力系数小于设计升力系数时,应用后缘连续变弯度后,无激波翼型的极曲线特性明显提高,减阻最高达到3.9%,而超临界翼型的极曲线特性提高不明显;升力系数大于设计升力系数时,应用后缘连续变弯度后,无激波翼型和超临界翼型的极曲线特性都明显提高,减阻分别达到2.4%~18.1%和1.7%~13.2%。     

现代超临界翼型设计及其风洞试验

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。