跨音速翼型气动优化设计方法

 提出了一种有效的跨音速翼型气动优化设计方法。翼型的流场解由欧拉方程的数值解提供。带约束条件的优化计算分别采用了直接法和间接法两种优化算法。算例结果表明,本方法提供了一种跨音速翼型改型设计及新翼型设计的有效工具。     

结冰对翼型及翼身组合体气动特性影响研究

飞机结冰是影响飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰对飞机气动性能的影响具有重要意义。应用多块结构化网格生成方法,通过求解雷诺平均N-S方程分别对翼型及DLR-F4翼身组合体干净外形和三种不同带冰外形的流场进行计算,分析不同冰型对翼型及翼身组合体绕流流场及气动特性的影响。     

一种求解欧拉方程改进的通量分裂方法

本文以Steger-Warming提出求解Euler方程的通量分裂方法为基础,利用改进的特征值分裂方法,建立了一种连续的通量分裂方法。该方法克服了Steger-Warming通量分裂法存在的分裂后的通量在个别点导数不连续的问题,同时方法简单,便于推广。对于通量分裂后的Euler方程,采用迎风格式,建立了相应的二阶隐式有限体积方程。为了减少求解所得块矩阵方程组所需要的工作量,本文利用特征变换,在不改变原方程组离散化精度的前提下,将所得块矩阵方程组化为分离的代数方程组进行求解,从而大大减少了计算量。文中分别对一维管流,二维绕NACA-0012和NACA64A-10翼型在亚声速和超声速来流的跨声速流场进行了计算,并将所得结果与有关实验和计算结果进行了比较,均符合良好。 本文所建立的方法具有占机内存小,计算时间短的优点。在普通中小型计算机上亦可使用。     

基于LBM-LES方法的多段翼型流场数值模拟

运用Lattice Boltzmann(LB)方法与Large Eddy Simulation(LES)结合的方法数值模拟研究了二维翼型绕流流场,其中,粒子速度模型采用D2Q9模型,松弛时间中对应的湍流粘性系数由Smagorinsky模型计算,网格生成方法采用无网格技术。对NACA0012翼型进行数值模拟,验证其有效性;为进一步研究其模拟复杂物体绕流的能力,以三段翼型30P30N为研究对象进行数值研究,计算出了给定攻角条件下的气动特性,并与实验值进行比较。计算结果表明,LBM-LES方法的计算结果能够与实验值一致,是一种可行、有效且较新的数值模拟方法。     

可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型气动特性分析

以变弯度翼型为研究对象,计算了其六种外形的绕流流场,分析了不同的连续光滑变形翼型与传统偏转翼型的气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理;与此同时,以形状记忆聚合物柔性蒙皮和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,并在风洞实验中测试了其气动特性。计算和实验结果表明:可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型能改进传统主翼-简单襟翼翼型的气动特性和流场分离特性;可变形段范围、转轴位置、后缘偏转角度、后缘高度等变形参数对气动特性具有显著影响。     

多段翼型低速流场与气动特性数值计算研究

在结构化网格求解RANS方程的基础上,将嵌套网格技术应用在低速绕流气动特性计算中,并以NLR-7301两段翼型和某运输机5段翼型在起飞构型下对低速绕流流场进行数值模拟,将气动特性及流场特性的数值模拟数据与对接网格计算以及风洞实验数据进行了比较.结果表明,该气动特性计算方法有着较高的精度和可靠性.     

基于神经网络的翼型优化设计方法研究

针对气动外形优化设计中,气动特性计算可信度要求与巨大计算量之间的矛盾,采用一种基于神经网络构建适用于气动外形优化设计的气动特性计算模型的计算方法.同时,以神经网络近似模型来代替原有的流场数值计算气动分析程序,结合基于遗传算法建立的气动外形优化搜索方法,建立了一种新的翼型优化设计方法.实际翼型优化设计算例表明该方法有效减少了计算量,提高了工作效率,可以获得具有高可信度的设计结果.     

某飞翼布局隐身飞行器的翼型优化

对某飞翼布局无人机的翼型进行考虑隐身迎角的气动、隐身综合优化研究。采用基于非均匀有理B样条曲线的自由变形方法实现翼型的参数化表达;无限插值动网格方法生成气动求解的计算网格;分别采用基于雷诺平均N—S方程求解的计算流体力学方法及物理光学法计算翼型的气动、隐身性能;选择多目标遗传算法进行综合寻优设计研究。优化翼型兼顾了气动与隐身的要求,其综合性能优于原翼型。结果表明,方法具有较好的实用性。     

二维非定常欧拉方程的有限元解法

本文通过求解时间相关的欧拉方程，对振荡翼型的非定常二维无粘可压缩绕流作了数值模拟。求解方程时采用了有限体积积分的方法，并用ＶａｎＬｅｅｒ逆风通量分裂格式来计算控制体通量。隐式格式的采用，大大提高了计算效率；同时，通过插值使得空间离散达到了二阶精度。另外，本文采用基于非结构三角形网格的动态网格来处理刚性物体的移动，从而顺利地解决了复杂几何外形物体的非定常绕流的问题。文章最后给出了ＮＡＣＡ００１２翼型绕四分之一弦线作简谐俯仰振动的计算结果。一个周期内的瞬时压强分布以及升力和力矩系数都与实验结果吻合良好，     

带副翼三维机翼绕流的N-S方程解

提出了一种求解带副翼偏转三维机翼绕流的N-S方程计算方法。采用对接分区网格与分区求解算法的结合,有效地求解绕此外形的复杂流动。提出了一种满足通量守恒的内边界耦合条件。数值方法中选用vanLeer分裂格式离散无粘通量项,并构造了一种Limiter函数以保证TVD性质,采用中心差分格式来离散粘性通量项。数值算例表明该方法是求解带操纵面偏转的机翼绕流的有效方法。     

基于代理模型的气动外形优化

探讨了一种将CAD软件、CFD商用软件与代理模型相结合的飞机气动外形优化方法。重点介绍建立气动分析代理模型的过程,这一过程包括确定设计变量及其取值范围、生成试验设计点、建立参数化几何模型、CFD数值计算、提取气动特性和构造代理模型。通过一个简单的机翼气动外形优化算例验证了这种方法的可行性和有效性。     

基于工程环境的气动多目标优化设计平台研究

工程环境中,飞机气动力设计面临在多个目标和多种约束条件下寻找最优值,需在较短时限内完成设计优化,并保证最终方案可靠。基于高性能计算环境,采用现代计算流体力学(CFD)数值模拟技术和优化技术等构建了面向实际工程的飞行器气动多目标优化设计平台:采用基于非均匀有理B样条(NURBS)方法的自由曲面变形技术,实现对工程复杂气动外形的参数化表达;采用网格变形技术,实现优化过程中计算网格的自动更新;采用基于有限体积方法和多块结构网格的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程并行解算器进行气动力求解;采用基于精英保留策略的非支配排序的多目标遗传算法(NSGA-II)进行多目标全局优化求解;采用非线性单纯形算法进行局部优化求解,优化过程中,通过人工调整优化种群,引入人工经验,构建"人在回路"的设计流程。以某翼型/机翼气动力优化设计为例对该平台技术进行验证:多目标优化设计可得到清晰的Pareto前沿解分布;优化后的翼型/机翼在满足各项约束的前提下,具备更高的综合气动性能。结果表明:所发展的气动多目标优化设计平台具有很好的工程适用性。     

Numerical study of a supercritical airfoil/wing with variable-camber technology

Variable-camber technology is considered an effective way to adaptively improve the aerodynamic performance of aircraft under various flight conditions. This paper studies the aerodynamic characteristics of the trailing-edge variable-camber technology by means of Computational Fluid Dynamics (CFD) and a drag decomposition method. Trailing-edge variable-camber technology can be simply realized by the continuous deflection of the flaps and ailerons of a wing. A supercritical airfoil is used to study the two-dimensional effect of variable-camber technology, and a wide-body airplane model is used to validate the three-dimensional improvement in the wing's airfoil made by variable-camber technology. An optimization strategy for airfoil that incorporates variable-camber technology is proposed. The optimization results demonstrate that the proposed method can obtain better results than the traditional segregated shape optimization.     

基于伴随算子的翼尖小翼优化设计

采用基于伴随算子的优化设计方法,对跨音速翼尖小翼进行了优化设计。其中,采用基于多块结构网格的流场解算器计算气动力。解算器的空间离散采用Osher格式,湍流模型采用k-ω两方程模型。优化设计结果表明,采用优化设计后的翼尖小翼,能改善机翼的气动特性,在巡航状态下翼尖小翼能增加机翼的升阻比5.8%,从数值计算的角度表明了方法的有效性。     

类C-HGB布局锐边化气动隐身优化设计

C-HGB （Common Hypersonic Glide Body）作为美国现今试验成功率最高的高超声速滑翔飞行器已被美国防部列入重点发展项目，并预计发展为三军通用武器。本文针对此类"球+双锥+弹翼"的气动外形和隐身性能进行了研究。采用考虑交互作用的正交设计进行了多约束下参数敏感性分析，并采用改进的基于DE差分变异算子的具有自适应学习机制的优化算法进行气动优化，对优化后的外形采用简单高效的锐边化设计，在提高升阻比的同时可降低雷达散射截面积，极大提高突防能力。锐边设计改变了弹体部分表面温度分布，降低制造成本的同时对热防护系统的设计和红外隐身具有一定积极意义。结果表明：锐边化设计可以得到较好的气动隐身性能，是未来高超声速滑翔飞行器的潜在设计方案。     

遗传算法在机翼气动优化设计中的应用

把最优化方法与机翼的气动力求解相结合,进行跨音速机翼的气动优化设计。采用最优化方法为遗传算法,机翼的气动力由三维欧拉方程的数值解来提供。与基准机翼相比较,优化设计的机翼其气动性能有较大幅度的提高,表明遗传算法在机翼优化设计中的可行性和有效性     

不同机翼优化构型的轻质F4模型气动特性实验研究

采用光固化快速成型技术（SL）加工基于气动/结构耦合分析的六套不同机翼优化构型的轻质F4模型,在0.6m跨超声速风洞完成了马赫数0.6-0.85范围内的气动力测量试验。试验结果表明,采用气动/结构耦合优化设计的代号为6#的轻质F4模型升力特性与国外结果较接近,与机翼三维变形的事实吻合,验证了采用的气动/结构耦合优化设计方法基本可行,为探索模型静气动弹性风洞试验数据修正方法提供了参考。     

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。     

A new procedure for aerodynamic missile designs using topological optimization approach of continuum structures

This paper presents a multi-objective programming scheme for the conceptual design of aerodynamic missile's structure using topological optimization approaches, in which both the compliance and eigenfrequency are regarded as static and dynamic optimization objectives, respectively. During the conceptual design of the aerodynamic missile with multiple loadings, both the multilevel sequential programming approach and the compromising programming method are coupled together to settle the associated difficulties when the whole structure of the missile body is considered as a pre-defined design domain. The compromise programming method is first applied to describe the statically loaded multi-stiffness topology optimization, and the dynamic formulation is used to establish the subsequent optimization problem mainly concerned with free vibration. The main advantage of the proposed scheme is the flexibility of dealing with optimal topology designs for the whole structures of aerodynamic missiles with complicated loading cases. Solid isotropic material with penalization (SIMP) is used as the interpolation scheme to indicate the dependence of material modulus upon regularized element densities. The sequential convex programming approach is applied to solve the optimization problem. An engineering application is used to demonstrate the characteristics of the presented methodologies based on the commercial software package of Hyperworks.OptiStruct at Altair®.