翼身融合无人机外形优化设计研究

翼身融合布局无人机具有较好的升阻特性和隐身特性,拥有广泛的应用前景。为了提高无人机的续航能力,兼顾翼身融合无人机的气动特性和结构重量要求,选择无人机升阻比与全机面积作为优化目标,应用多目标优化方法研究翼身融合无人机的外形设计,提出一种针对翼身融合无人机的外形参数化优化设计方法,并进行实例验证。结果表明:外形优化可以提高无人机升阻比、减轻结构重量,从而获得合理的翼身融合无人机设计方案。     

轻型战斗机的气动外形优化设计

建立了一种以实数编码技术为基础的遗传算法模型,并把它与工程估算的气动分析方法相结合,进行轻型战斗机的气动外形优化设计。优化设计变量取为机翼、机身的尾翼的外形及三者之间的相对位置,优化目标是使飞机在跨音速巡航阶段获得配平状态下最大的升阻比。设计结果表明该优化设计方法是十分有效的,可用来对具有正常布局形式的飞机进行气动外形的优化设计。     

民用客机机翼/机身/平尾构型气动外形优化设计

针对典型跨声速民用客机的机翼/机身/平尾构型开展了基于离散伴随技术的气动外形优化设计方法研究,并采用自由型面变形(FFD)技术在优化设计过程中进行平尾的整体偏转,以实现最终设计结果全机俯仰力矩配平。采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的离散伴随技术求解气动参数对设计变量的梯度,使梯度求解计算量与设计变量个数实现解耦,提高了优化效率。应用FFD技术对全机构型进行整体参数化,可通过FFD控制体控制机翼外形的变化以及平尾偏转,在实现机翼优化设计的同时通过偏转平尾来进行力矩配平,避免了单独优化机翼外形可能带来的额外配平阻力。采用序列二次规划算法进行基于梯度的优化设计并处理大规模的约束条件。以Drag Prediction Workshop IV Common Research Model作为初始构型进行了有/无力矩配平约束的优化设计,并在优化过程中施加升力约束以及几何约束。算例结果表明,优化后的气动外形显著改善了机翼表面压力分布,消除了激波,在力矩配平约束下的算例中,通过平尾的偏转实现了俯仰力矩配平下的机翼优化设计。     

新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。     

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。     

一种新的变前掠翼无人机气动布局

研究了一种新的变前掠翼无人机气动布局概念,在低、亚、跨和超声速状态下可通过改变机翼的前掠角来获取最佳的气动性能。根据设计指标和翼身融合技术初步设计了其几何外形,并采用三维Navier-Stokes方程数值模拟和对比分析了5种不同任务构型的气动特性。结果表明：①在Ma=0.6巡航时,平直翼加挂副油箱构型最大升阻比为14.55,而三角翼构型仅为8.29;②在Ma=0.4机动时,45°前掠翼构型失速迎角达到38°且具有最大的升力系数2.455,较平直翼构型提高了4.9%;③在Ma=1.5高速突防时,三角翼零升阻力系数最小,比平直翼加挂副油箱构型减小了14.4%,最大升阻比提高了34.6%;④所有计算状态下俯仰力矩特性均良好。研究结果验证了变前掠翼无人机气动布局新概念的合理性和先进性,可为高性能无人机的设计提供参考。     

基于神经网络响应面的机翼气动稳健性优化设计

针对不确定性因素引起飞机性能波动的现象,探讨了机翼气动优化设计过程的稳健性问题;建立了面向速度和扭转角两个不确定性因素的气动性能稳健性约束模型;在利用MATLAB构造基于均匀设计法的BP(Back Propagation)神经网络响应面基础上,应用遗传算法对机翼分别进行考虑稳健性约束和不考虑稳健性约束的气动优化设计,得到两种不同的优化方案。计算结果表明:两种优化方案的最大升阻比都比初始方案的大;在巡航马赫数下,与不考虑稳健性约束的优化方案相比,考虑稳健性约束的优化方案的最大升阻比小0.027 9,但在马赫数、扭转角对应范围内其最大升阻比的变化量分别小0.034 0和0.001 6,其他气动性能参数也更加稳定,波动更小,气动性能具有更好的稳健性,从而证明本文方法进行机翼气动稳健性优化设计是可行、有效的。     

某水陆两栖飞机机翼和翼梢小翼一体化设计

在前期翼梢小翼外形参数优化工作的基础上,进一步研究和探讨了多级响应面法在机翼和翼梢小翼一体化设计中的应用。采用多级响应面法,数值模拟求解k-湍流模型的N-S方程,同时结合统计学分析方法,提高了计算效率和准确性。以最大升阻比为目标函数,约束升力系数和翼根弯矩系数。共选取了14个外形参数,进行了126次数值模拟试验。优化得到的最大升阻比为21.619。在优化得到的外形参数条件下,直接进行数值模拟试验得到的最大升阻比为21.640,两者相对误差为0.093%。与仅优化翼梢小翼的结果相比,机翼和翼梢小翼一体化设计得到的最大升阻比提高了4.64%,总阻力减少了6.25%,整机的气动性能得到进一步的提升。同时,翼根弯矩系数减少了4.55%,改善了对结构强度的设计限制。     

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。     

民机的一种新型布局形式——翼身融合体飞机

 讨论了一种区别于机翼与圆柱机身的传统民机外形——翼身融合体（BWB）外形。从给定容积下减少浸润面积和摩擦阻力的考虑发展出了翼身融合体的概念。在满足系列设计约束条件下讨论了适于大型（800座）客机的翼身融合体的技术和商业上的可能性。概念设计研究表明,翼身融合体外形可获得比常规外形更好的性能。巡航升阻比可从传统外形的19提高至23。480座的BWB外形与同量级的传统外形（A380-700）相比,最大起飞重量可减少18%,每座位燃油消耗可减少32%,具有良好的环保性。通过气动载荷分布规律的反设计,翼型修型和三维优化设计等气动设计方法可以有效减阻和提高BWB的气动性能。由于BWB的高度融合性,讨论了多学科优化设计方法的重要性和有效性。BWB概念能够发展成BWB系列机,进一步提高巡航马赫数也是可能的。     

Aerodynamic Design Methodology for Blended Wing Body Transport

This paper puts forward a design idea for blended wing body(BWB).The idea is described as that cruise point,maximum lift to drag point and pitch trim point are in the same flight attitude.According to this design idea,design objectives and constraints are defined.By applying low and high fidelity aerodynamic analysis tools,BWB aerodynamic design methodology is established by the combination of optimization design and inverse design methods.High lift to drag ratio,pitch trim and acceptable buffet margin can be achieved by this design methodology.For 300-passenger BWB configuration based on static stability design,as compared with initial configuration,the maximum lift to drag ratio and pitch trim are achieved at cruise condition,zero lift pitching moment is positive,and buffet characteristics is well.Fuel burn of 300-passenger BWB configuration is also significantly reduced as compared with conventional civil transports.Because aerodynamic design is carried out under the constraints of BWB design requirements,the design configuration fulfills the demands for interior layout and provides a solid foundation for continuous work.     

考虑重心位置不确定性的无尾无人机优化设计

飞机的飞行性能与重心(CG)位置密切相关,尤其是后掠式无尾飞机的重心位置对其飞行性能影响更甚,如果重心位置发生变化,升力分布随之改变,进而影响飞机航时。针对这个问题,从气动布局和设计方法两方面,设计了一种航时对重心位置不敏感的无尾无人机(UAV)。气动布局上,提出了利用螺旋桨动力配平纵向力矩的鸥翼(GW)布局,以减小重心位置变化对升阻特性的影响;设计方法上,采用稳健性优化设计(RDO)理论,分析重心位置不确定时的航时低敏感度问题。以一架小型电动无人机为研究对象,建立了无尾无人机稳健性优化设计环境,包括总体设计、代理模型构造以及稳健性优化。分析结果表明:利用螺旋桨动力配平的鸥翼布局使重心可用范围增加了5%;静安定裕度在5%~15%变化时,该布局可以有效提高航时稳健性。采用稳健性优化得到的无人机几何参数,大幅度降低了重心位置对航时的影响,显著提升了满足约束的概率。     

静稳定裕度对飞翼布局的影响研究

减小配平损失对于提高飞翼布局升阻比和提升飞行控制能力具有重要意义,因此基于离散伴随优化方法研究静稳定裕度对跨音速飞翼布局减阻优化的影响,分别开展10%,0%,-10% 三种静稳定性设计工况的优化研究。采用自由变形（FFD）方法对非结构表面网格进行参数化,以FFD 控制点为设计变量,通过求解流场和伴随方程得到灵敏度信息;采用序列二次规划SQP 算法获得控制点位移的梯度,然后经过多轮迭代得到优化构型。结果表明：在几何厚度和力矩配平的约束下,离散伴随优化方法可以显著提升飞翼布局的最大升阻比,三种工况下最大升阻比提高都在8% 以上;随着静稳定性裕度减小,定升力系数优化的巡航升阻比增量有所减小,当静稳定裕度为10% 时巡航升阻比提高了5.08%。     

民用飞机翼梢小翼多约束优化设计

采用Lagrange乘数优化方法,约束升力系数和机翼翼根弯矩,通过修改机翼 翼梢小翼组合体的结构外形,减小机翼的诱导阻力和形状阻力,提高机翼的展向效率和升阻比的大小。成功的实例设计结果表明,本文方法对民用飞机机翼-翼梢小翼的设计具有应用价值。     

钝前缘三角翼无人机气动特性研究

三角翼布局因其优良的气动特性在军用飞机和无人机上获得了广泛应用.为了研究钝前缘三角翼无人机的气动特性,首先采用求解雷诺平均N-S方程的方法对NASA钝前缘三角翼标模进行对比计算,以验证计算方法的可靠度;然后对无人机四个升降舵偏角的气动力和流场特性进行分析研究.结果表明:三角翼无人机在升力系数较小时具有较高的升阻比,当迎角小于1 5°时,钝前缘三角翼前缘气流附体、吸力较高,翼面的横向流动不明显,使飞机的升阻比提高;当迎角大于15°后,涡流特征起主导作用,使得飞机在直到40°迎角范围内没有出现大面积气流分离,具有良好的俯仰稳定性,升降舵效率较高.钝前缘三角翼气动布局在翼展受限、翼载较小的条件下具有一定的气动特性优势.     

耦合多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼设计

以某型手抛式太阳能无人机(UAV)模型为对象进行考虑多螺旋桨滑流影响的低雷诺数机翼平面形状设计研究。首先,基于升力面理论发展了准定常求解多螺旋桨/机翼相互气动干扰问题的涡格法(VLM)程序,并采用建立参考翼型气动特性数据库的形式发展了相关低雷诺数修正(LRC)方法;然后,通过对翼型、低雷诺数机翼及单螺旋桨/机翼算例的数值模拟及与相关实验结果的对比,验证了本文数值方法具备模拟低雷诺数复杂流动问题的可靠性及准确性;最后,对某型手抛式太阳能无人机简化拉力多螺旋桨/机翼模型进行了直接优化设计及反设计,并通过具有较高精度的CFD准定常求解技术对优化结果进行了验证。结果表明:以CFD方法计算结果为参考,本文涡格法程序及低雷诺数修正方法能够准确高效地计算相关低雷诺数复杂流动问题;传统未考虑多螺旋桨滑流影响的设计机翼在实际螺旋桨工作状态下将偏离设计点,机翼气动特性得不到提高;考虑螺旋桨滑流影响的优化设计方法能够有效改善机翼阻力特性,相对应地,在设计状态下优化机翼总阻力能够降低19.52counts。     

考虑放宽静稳定度的民用客机气动优化设计

为了更加有效地减小民用客机考虑配平约束后的阻力,针对典型跨声速民用客机机翼-机身-平尾构型研究了不同静稳定度下的气动优化设计,并总结出在民用客机的减阻设计中考虑放宽静稳定度具有较大的减阻潜力。通过自由型面变形(FFD)技术对全机外形进行参数化,实现机翼型面的变形,进行气动优化设计并改变平尾的偏转保证全机能够力矩配平。采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的离散伴随方法求解目标函数对设计变量的梯度,然后基于序列二次规划算法进行基于梯度的气动优化设计。基于CRM(Common Research Model)构型,针对不同参考重心位置进行了考虑配平约束的减阻优化设计研究,验证了优化设计系统的有效性,算例结果表明,随着重心位置后移即放宽静稳定度,优化构型配平阻力减小,外翼段前缘吸力峰值明显降低且双激波的强度得到有效减弱,此外机翼的升力系数分布更加贴合最佳升力系数分布。     

盒式翼无人机气动特性数值计算分析

传统方法求解盒式翼无人机的气动特性有一定的局限性,某无人机采用负交错的盒式翼布局,翼尖高差约为5%展长,翼面系统各部件之间的干扰影响复杂。为了获得其失速特性、升降舵效率等粘性作用强烈的边界气动特性,通过雷诺平均Navior-Stokes方法分析其极曲线、失速特性和俯仰力矩特性。结果表明:诱导阻力相对同等单翼降低约9%,与理论结果接近;后翼采用-4°的有效负安装角,导致配平后最大升力系数降低较多;大迎角失速时出现抬头力矩,与前翼后掠导致的翼尖失速以及后翼位于前翼尾流中效率降低有关。     

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。