基于准则的大展弦比飞翼气动设计

从设计实际出发,为切实提高气动性能,开展了大展弦比飞翼无人机(UAV)的气动设计及分析研究.在设计分析过程中,依据飞翼无人机的特征,提出了气动设计准则;基于设计准则,采用更新设计的策略,结合变可信度数值模拟、代理模型优化方法构建了优化设计框架;针对飞翼无人机开展了参数化表达、无限插值网格自动生成以及多轮更新优化,得到了优化推荐构型;应用γ-Re_θt转捩模型方法对优化构型的气动性能进行了细致地验证分析.研究结果表明:通过气动设计,飞翼无人机设计构型很好地契合了设计准则,其巡航升阻比相比最初的原始构型提高了14%,γ-Re_θt转捩模型能较细致地分析大展弦比飞翼的流动特征.      

利于翼型优化设计的超临界翼型参数化方法

为减少超临界翼型优化中的设计变量,消除优化结果的不光顺现象、保证C₂连续,在优化过程中控制翼型几何特性的变化范围,设计出了由4条首尾相接的有理Bézier曲线表示的超临界翼型的翼型参数化方法,该方法对翼型数据的参数化过程中主要运用了Bézier曲线拟合算法与SPSA(Simultaneous Perturbation Stochastic Approximation)优化算法,并在Bézier曲线拟合算法中使用了有别于常用方法的数据点参数选择方法.将这种超临界翼型参数化方法与优化算法结合便可实现翼型优化设计,其中的设计变量为21个,优化结果不仅光顺且满足C₂条件,通过设定设计变量变化范围便可控制相应的翼型前缘半径、上下弦最高最低点的位置与曲率、尾部契角等几何特征.      

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。      

NFFD控制点分布对气动外形优化的影响

基于非均匀有理B样条的自由型面变形(NFFD)技术具有对变形对象普适性和控制点影响区域局部性的特点,广泛应用于气动外形优化。本文通过扩展控制体和合理布置外侧控制点,实现了NFFD技术在参数化曲面并改变曲面形状时,同步变形控制体内的表面网格和空间网格,并从理论上保证了控制体边界内外的网格协调。基于离散伴随方法求取梯度,分别采用拟牛顿(QN)法和序列二次规划(SQP)优化方法,通过从初始翼型NACA0012到标准翼型EH1590的反设计,研究了NFFD控制点数量和分布对设计结果的影响。在某飞翼标模单点全机升阻比优化应用中,改进控制点分布后获得了更高的升阻比,收敛速度显著提高。     

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。     

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%。     

面向总体性能的高速飞行器布局优化

飞行器气动布局的选型和优化技术在总体设计中处于关键地位,在临近空间飞行的飞行器对升阻比和操控性能都提出了更高的要求。翼身组合的升力体外形由于兼顾内部装填以及升阻特性成为了目前高速飞行器主要的设计方向。以一类具有普适性的面对称升力体外形为基础,采用相关性分析手段提取出飞行器的关键几何参数,挖掘出几何参数对所关心的总体性能指标的影响度大小,并建立起基于CFD方法的气动布局优化平台,以总体性能指标为约束,优化出高升阻比外形,通过风洞试验验证了优化设计方法的有效性,为高速飞行器的气动布局工程化设计提供了有效的技术手段。      

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。     

基于Euler方程的三维机翼厚度与扭角优化设计

使用Euler方程作为流场解算器,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,以最大升阻比为目标的三维机翼截面翼型最大厚度与扭角的优化设计.设计中以机翼沿展向0.1,0.2,0.3,0.8,1.0倍半展长的翼剖面的厚度作为优化控制量,再选取翼梢剖面的扭角增量为第6个控制量,对机翼作了数值优化设计计算,得到了在亚音速时具有相对较大升阻比的机翼其厚度及扭角的优化分布.针对Lockheed-AFOSR Wing B的亚临界和超临界算例结果表明,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.      

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.      

基于Transition SST模型的高雷诺数圆柱绕流数值研究

为了研究高雷诺数下圆柱绕流边界层的转捩现象和圆柱尾迹近壁区的流动特征,首先通过在典型雷诺数下采用Transition SST四方程转捩模型模拟圆柱绕流得到的结果与实验结果及采用SST k-ω两方程湍流模型模拟结果的对比分析,验证了Transition SST模型在模拟高雷诺数下圆柱绕流的优越性,并较为准确地预测出了圆柱绕流边界层的转捩现象及尾迹近壁区的流动特征。然后分别对亚临界区、临界区、超临界区和过临界区的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同雷诺数下圆柱绕流的流场结构及圆柱表面压力系数、摩擦力系数的变化规律,研究了圆柱绕流近壁区的流动特征、边界层转捩的流动机理、转捩位置及其随雷诺数的变化规律。结果表明,亚临界区二维圆柱绕流边界层发生层流分离,无分离泡和转捩现象;临界区和超临界区二维圆柱绕流边界层先产生了分离泡现象,之后流动发生了转捩并在转捩后发生湍流分离;过临界区二维圆柱绕流边界层流动在转捩之后发生湍流分离,无分离泡现象;在临界区、超临界区和过临界区,二维圆柱绕流边界层转捩位置随雷诺数增大向前驻点移动。     

用GAO-YONG湍流模式对翼型跨音粘流的数值模拟

应用GAO-YONG可压缩湍流模式,数值模拟了NACA0012,RAE2822翼型的定常跨音速粘流算例.对流项采用三阶ROE格式,扩散项采用二阶中心格式,用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程.计算结果很好地预测了翼型表面的压力系数的分布、激波的位置、马赫数等值线的分布等情况,并且对翼型表面激波与边界层相互干扰以及层流向湍流的转捩问题进行了分析计算.计算结果与实验值符合很好,表明GAO-YONG可压缩湍流模式应用合适的计算方法能够高精度模拟翼型跨音粘性流动问题,并且基于GAO-YONG可压缩湍流模式各向异性湍流粘性的机理,提供了一种预测转捩起始位置的判别方法.      

基于多岛遗传算法的二维翼型吸气减阻优化

针对吸气减阻技术吸气质量较大的缺点,采用多岛遗传算法与计算流体力学(CFD)相结合的方法,对吸气减阻技术进行了优化.数值计算采用E387二维翼型,将吸气开口位置和吸气质量通量作为优化参数,通过寻找上翼面最佳的吸气开口位置,使翼型阻力和吸气质量最小.结果表明:多岛遗传算法能够有效地优化吸气开口位置和吸气质量;当吸气开口位于最佳位置时,吸气质量达到了寻优区间下限,而翼型减阻效果可达8.3%;吸气没有延缓流动转捩的发生,翼型阻力减小的原因主要是由于压差阻力的减小.      

后掠角对后掠机翼边界层稳定性及转捩的影响

后掠机翼边界层流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而机翼后掠角是引起后掠机翼边界层横流失稳的关键参数之一.以NACA0012翼型为研究对象,通过求解三维可压缩Navier-Stokes方程计算了展向无限长后掠机翼的基本流场;通过求解Orr-Sommerfeld方程得到了扰动Tollmien-Schishting波演化的中性曲线及幅值曲线,研究了后掠角对后掠机翼边界层流动稳定性的影响;最后采用eN方法进行了转捩预测.研究发现,随后掠角的增大,横流强度和扰动幅值放大指数n均先增加后减小,且后掠角在40°~50°之间横流强度达到最大值.当后掠角在50°左右时,用转捩预测eN方法计算的幅值增长指数N值最大,导致转捩发生所需的初始扰动幅值最小,转捩最易发生.