翼型气动性能鲁棒性优化设计

讨论了一种在来流速度不确定的情况下对翼型进行鲁棒性设计的方法.介绍了单点及多点设计方法后,阐述了鲁棒性设计方法在翼型气动性能优化中的应用,并对三者进行了比较.引入了代理模型以减少计算量, 并通过遗传算法对翼型进行鲁棒性设计.借助区间分析方法讨论了翼型设计变量的扰动对气动特性上下界值的影响.应用该方法,在提高了翼型的气动性能的同时,降低了该性能对于来流速度的敏感度.      

自适应与双目标优化机翼的气动特性比较

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°,展弦比为3.9,梢根比为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自适应机翼的最优气动外形.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.      

下表面射流的超临界翼型气动性能分析

为探究下表面射流关键参数对超临界翼型气动性能的影响，采用雷诺平均NavierStokes(RANS)方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行数值模拟。通过比较基准RAE2822翼型与下表面射流翼型的流场，验证下表面射流能够在翼型后缘诱导产生逆时针分离涡，带动流线向下偏折，增加了翼型的等效弯度，同时加大前缘的吸力峰，从而提高翼型的气动性能。进一步探究射流位置、射流动量系数、射流角度、马赫数等关键参数对RAE2822翼型气动性能的影响规律。结果表明：给定状态下，下表面射流的位置越靠后，动量系数越大，翼型的气动性能越优。下表面射流在α=0°和2°时的最优射流角度为110°，在α=4°时的最优射流角度为160°，且在最优射流角度下能有效提高翼型马赫数在0.3～0.6范围内的气动性能。     

连续变弯度翼型动态气动特性数值模拟

针对翼型后缘连续变弯度运动中后缘边界精确数值模拟的问题，提出了基于二维多项式的时空曲面拟合方法，实现了对后缘边界时空位置的精确模拟。在此基础上，基于OpenFOAM发展了翼型后缘连续变弯度与大幅度俯仰运动耦合的运动边界数值模拟，并计算了翼型耦合运动的气动力，讨论了后缘线性/非线性变形对翼型大迎角动态气动特性的影响规律。结果表明:后缘运动对翼型俯仰运动的升阻特性影响显著，特别在翼型大幅度俯仰时后缘非线性变形对升阻特性改善效果比线性变形大6%~10%。同时还研究了翼型俯仰与后缘变形运动相位差对气动特性的影响。特别地，当相位差为180°时，后缘运动使动态失速时的最大升力提高50.3%，平均升力提高34.6%；当2种运动相位差为0°时，后缘运动使动态失速时的最大阻力降低39.7%，平均阻力降低30.2%，最大升阻比提高22.3%，平均升阻比提高16.8%；同时，翼型在动态俯仰过程中出现负阻力现象，对产生负阻力的原因进行了分析。这些结果可用于指导连续变弯度后缘控制律的设计。      

超临界层流翼型优化设计策略

针对超临界层流翼型设计问题,提出一种两轮优化策略。采用γ-Reθt转捩模型耦合剪切应力输运(SST)模式的湍流模型对翼型边界层转捩进行预测。翼型几何参数化建模采用形状分类函数转换(CST)方法,设计变量为描述翼型几何特征的参数。第1轮优化的目的是尽量提高层流区域的比例,气动分析模型为基于Kriging模型的代理模型,优化算法为遗传算法,通过优化获得满足约束要求的层流翼型。第2轮优化目的是对第1轮优化获得的翼型进行微调,进一步提高翼型的升阻比,气动分析直接采用CFD程序,优化算法采用基于梯度的优化算法。算例表明,应用本文提出的两轮优化策略,可将超临界翼型NASA SC(2)0412优化设计成超临界层流翼型,翼型的上下表面层流区比例分别达到了55.5%和47.0%,升阻比提高了38.1%。     

局部振动对火星环境下薄翼型气动性能的影响

火星的稀薄大气环境迫使无人机在亚临界雷诺数范围工作，低雷诺数层流分离问题给无人机气动性能带来极其不利的影响。同时，火星大气的声速较低，使无人机运行的马赫数更高，压缩效应增强并可能产生激波。为研究火星环境下翼型局部振动的流动控制作用，采用基于动网格的数值方法对非定常流场进行模拟。选取NACA5605低雷诺数薄翼型，雷诺数为1.5×10⁴，马赫数为0.43和0.63。时均流场和时均气动力系数结果显示：翼型局部振动能够明显减少时均分离区的大小，起到增升减阻的作用。非定常流场表明流动控制机理在于振动产生的涡流运动抑制了翼型尾缘附近的层流分离。研究了不同振幅、频率和振动位置下的流动控制效果。最佳参数下，马赫数为0.43时升阻比最多提高24.7%，马赫数为0.63时升阻比最多提高52%。     

高升阻比乘波体外形设计及气动特性计算研究

采用数值模拟方法研究在设计点(马赫数6,迎角0°)锥导乘波体气动外形的设计方法及其基本气动特性,以及在非设计点时该乘波体的气动特性,即各个气动系数随迎角和马赫数的变化特性.研究表明:基于无粘锥形流的乘波体气动外形的反设计方法是成功的;在设计点附近选取合适的半基准圆锥激波角并考虑粘性影响时,可得到乘波体最大升阻比为3.36;给出了采用这一布局的单级入轨运载器的可行的飞行控制方案;分析提出了进一步提高该乘波体气动布局升阻比的有效途径.      

基于N-S方程串并行计算的机翼优化设计

对典型的大展弦比和中等展弦比机翼在0.7~0.9马赫数区间进行了串行和并行计算的数值校验,证实了以N-S (Navier-Stokes)方程为主控方程的串行和并行流场求解器的正确性,并讨论了并行效率和加速比.结合Powell算法,讨论了在确定的机翼平面形状和翼型的条件下,以升阻比最大为目标的三维机翼截面翼型最大厚度与扭角的优化设计.算例结果表明,厚度的非线性分布和负的扭角会改善机翼流场的流动状态,使机翼的升阻比得到提高,优化设计方法是可行的.      

基于SST全湍流伴随的尾桨翼型优化方法

为解决当前翼型优化中广泛使用的冻结湍流黏性假设存在的固有缺陷和基于Spalart-Allmaras(S-A)全湍流伴随中湍流模型对气动力计算精度较差的问题，提出一套新的翼型优化方法，其耦合了全湍流连续伴随求解、剪切应力传递（SST）湍流模型封闭的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、自由变形参数化方法和动网格变形技术。基于所提方法，在气动力系数相较于S-A模型有更高捕捉精度的基础上，对NPL9615翼型以最大升阻比为优化目标，并与冻结湍流黏性假设方法对比。结果表明：所提方法将原有翼型的升阻比提高了16.39%，而冻结湍流黏性假设方法获得最终翼型的升阻比仅提高了原有翼型的9.84%，说明所提方法在最优外形的获取上要领先于冻结湍流黏性假设，并且当翼型周围的湍流动能显著提高时，其优势愈发扩大。     

几何不确定性区间分析及鲁棒气动优化设计

不确定性因素会导致飞行器偏离预先设计的气动性能,造成气动性能下降甚至产生严重的后果。针对工程中无法给出准确的几何不确定性概率分布以及跨声速条件下非线性气动问题,对几何不确定性的非概率参数化建模进行了研究,并结合Kriging模型及最优化方法建立了快速非线性区间分析方法。采用该方法对对称翼型进行不确定性分析,获得了气动性能参数的定量变化区间。在区间不确定性分析基础上建立了鲁棒优化设计流程。基于区间序关系及区间可能度转换模型将单目标区间不确定性优化问题转化为多目标确定性优化问题,并采用基于Pareto熵的自适应多目标粒子群算法对优化问题进行寻优。考虑几何不确定性以及升力、力矩、面积约束,以阻力性能为目标对超临界翼型进行了鲁棒优化设计。与确定性优化设计结果对比表明,确定性优化设计在不确定性因素的影响下易失效,而鲁棒设计可得到更安全可靠的结果。      

旋翼翼型高维多目标气动优化设计

先进旋翼翼型设计是典型的多设计点、多目标优化问题,常规优化方法已无法满足翼型高维多目标优化设计的要求。基于分解的多目标优化算法（MOEA/D）,建立了考虑高低速升阻特性、力矩特性、阻力发散特性等的旋翼翼型高维多目标优化设计方法,并采用高精度kriging模型以提高优化设计效率。针对旋翼内段、中段翼型进行了5个设计目标的全局优化设计,采用自组织图映射（SOM）方法对最优Pareto解集进行了聚类分析。典型翼型CFD结果分析表明,中段翼型低速力矩系数幅值减小约50.7%,高速最大升力系数提高约6.5%,最大升阻比提高约7.7%,同时阻力发散特性得到改善,内段翼型同样取得了良好的多目标优化效果。研究表明,MOEA/D算法对高维多目标气动优化设计问题具有很好的适应性,能有效提升旋翼高低速气动性能设计的能力。      

基于PCA-HicksHenne方法的几何不确定性稳健优化设计

考虑不确定因素的稳健优化设计在飞行器气动外形设计选型中至关重要。针对环境扰动下稳健优化的研究较多,而对几何不确定性的关注则相对较少。为量化几何不确定性,采用主成分分析(PCA)方法,对RAE2822翼型的参数化过程进行了研究,并揭示了翼型的主要几何变形模态。采用敏感度分析方法,指出厚度变形模态、弯度变形模态及上翼面最大厚度位置的轴向位移模态是主要影响模态,并将其作为扰动模态进行稳健优化研究。结果表明: 不考虑扰动的确定优化翼型的升力变化更加剧烈,标准差增大近200%;考虑几何扰动的优化翼型稳健性更高,在平均性能提升的同时,无论是升力还是阻力的变化都比原始RAE2822翼型更小。      

BLI效应下整流罩设计对翼型气动特性的影响

边界层吸入(BLI)效应对飞行器气动特性的影响比较显著,而整流罩的设计会进一步影响BLI效应下的翼型气动特性。为了揭示BLI效应下整流罩的主要设计参数对翼型气动特性的影响及其原因,本文采用计算流体力学(CFD)和Morris敏感度分析相结合的方法对该问题进行了详细研究,得到了整流罩主要设计参数对翼型气动特性的敏感度排序和耦合影响程度排序;对敏感度较高和耦合影响较大的参数进行了流动分析。结果表明:在巡航和起飞2种状态下,对气动系数影响相对较大的设计参数是整流罩最大厚度和进气边界弦向位置,整流罩最大厚度对翼型气动特性影响的主要原因是整流罩背风面会发生局部分离,且其还会改变阻力-流量系数曲线的趋势;整流罩最大厚度和进气边界弦向位置对翼型气动特性的耦合影响作用较强。      

跨音速翼型的气动最优化设计方法

将计算流体动力学(CFD)与最优化技术相结合,通过数值求解欧拉方程,对翼型绕流流场作出了数值模拟.再利用几何、流动和最优化控制方程,反复迭代求得在一定约束条件下气动性能最优的翼型.本文以NACA0012为原始翼型,选取两种设计工况,都取得了满意的结果.     

基于干涉接触的前缘缝翼尾缘结构设计与分析

前缘缝翼是大型飞机起飞与降落阶段重要的增升装置,但受自身结构刚度及其支持刚度影响,承受气动载荷时缝翼易发生翘曲变形,与翼盒产生缝隙,影响到机翼的气动效率。为消除巡航状态缝翼的变形,提高机翼气动效率,提出前缘缝翼干涉尾缘结构设计技术。对影响前缘缝翼结构法向和弦向变形的主要因素进行理论分析。以国内某大型飞机前缘缝翼为研究对象,针对蒙皮等各结构尺寸对前缘缝翼本体刚度的影响,从质量和变形两方面进行详细论述。在保持原有前缘缝翼结构尺寸、质量的前提下,进行前缘缝翼干涉尾缘结构的设计。结果表明：所提的前缘缝翼干涉尾缘结构在巡航工况气动载荷下,可以保持与机翼不分离的状态,提高气动性能,且有效避免了质量的增加。