基于代理模型的高效全局低音爆优化设计方法

研究发展高效实用的低音爆优化设计方法,对于新一代低音爆超声速客机的研制具有重要的理论意义和应用价值。目前国内外发展的低音爆优化方法主要包括遗传算法（GA）和基于Adjoint的梯度优化。遗传算法虽然具有较强的全局优化能力,但其优化效率较低,无法很好满足实际应用的需要;而梯度优化虽然优化效率高,但易陷入局部最优。将最新发展的代理优化算法与音爆预测方法相结合,发展了一种具有全局优化能力的高效低音爆优化设计方法。首先,概述了所采用的线性音爆预测方法,并用NASA超声速圆锥体模型进行验证,表明其计算效率高、预测精度可满足飞行器初步设计的需要。其次,对所采用的代理优化（SBO）方法进行了概述,包括试验设计、代理模型建模、优化加点准则和收敛标准等。再次,运用所发展的方法开展了NASA多段圆锥体模型的低音爆优化设计算例研究,并与遗传算法和梯度优化的结果进行了比较,表明其优化效率比遗传算法提高了2个量级以上,且优化结果优于梯度方法。最后,将所发展的方法应用于AIAA音爆预测大会提供的翼身组合体外形（69°后掠三角翼）的低音爆优化设计,将远场音爆N型波峰值减少了27.4%,表明所发展的方法在复杂外形低音爆优化设计中具有很好的应用潜力。     

唇罩激波/边界层干扰的壁面鼓包/次流循环组合控制方法研究

为了对超声速、高超声速进气道内多道连续唇罩激波/边界层干扰现象进行有效控制,提出了一种壁面鼓包/次流循环的组合控制方法,并对相关流动机理及参数影响规律进行了研究。结果表明:通过小尺度鼓包迎风侧弱压缩波束的预增压效应,实现对第一道唇罩激波/边界层干扰的控制;同时,在压差力的驱动下,鼓包下游第二道唇罩激波作用导致的边界层分离包内的低能流进入次流循环装置,并从上游压缩面上的吹气缝喷出,实现对第二道唇罩入射激波的控制。在鼓包与次流循环装置的共同作用下,两道唇罩激波产生的边界层分离被有效隔离并分别控制。同时,本控制方案不会造成进气道捕获流量的损失。相较于无控制方案,鼓包/次流循环组合控制方案可以在来流马赫数为3.95~6.95内实现对多道连续唇罩激波/边界层干扰的控制,改善内通道中的流动,提高进气道的总压恢复性能,最大改善幅度可以达到15.7%。此外,为保证控制效果,应选择合适的吹气缝和引气缝位置。     

三维超声速燃烧室凹腔构型的优化设计及参数分析

凹腔构型对超声速燃烧室的燃烧效率、阻力特性、火焰稳定等性能都有重要的影响,且凹腔构型各参数变化产生的影响存在复杂的耦合作用。因此,针对横向喷射燃料的三维超声速燃烧室凹腔构型进行了基于代理模型的优化设计及参数分析研究。首先对凹腔的长度、深度和后壁倾角进行正交试验设计,数值仿真用以对凹腔燃烧室进行流场与性能分析,建立燃烧室燃烧效率和总压恢复系数与设计变量间的代理模型,根据基于替代模型的复杂系统优化策略,采用带精英策略的非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对凹腔构型进行二次优化设计,得到Pareto前沿面。结果分析表明,优化凹腔构型可分为窄深型、浅长型和中深中长型,分别对应Pareto前沿面的急变段、平缓段和巨变段;凹腔燃烧室的燃烧效率与凹腔长度呈负相关,与凹腔深度呈正相关,总压恢复系数反之;后壁倾角对总压恢复系数和燃烧效率影响均较小。平缓区的燃烧室压力幅度变化小且总压恢复系数高,其长深比在2.67~8,在不需要极高的燃烧效率情况下,可以优先选择平缓区凹腔构型。     

“X”型布局锯齿唇口进气道的超声速飞行器气动与隐身一体化研究

针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞行器的雷达散射截面(RCS)。研究结果表明:在入射频率15GHz时,采用锯齿外形进气道唇口的飞行器在垂直极化(VV)和水平极化方式(HH)时能够降低飞行器的RCS;在锯齿区域附近出现大量的小尺度激波和涡流结构,扰乱了进气道正常流动;无锯齿时,进气道流量系数较大,其次是锯齿角度为90°外形,锯齿角度为45°时进气道的流量系数相对最小,主要是因为锯齿角度45°时的进气道进口泄漏量相对较小;得到了无锯齿时进气道的总压损失最小,同时,无锯齿进气道唇口飞行器的阻力系数相对较小。     

超声速条件下内埋式武器分离特性的数值分析

采用非结构动网格技术,耦合求解欧拉方程和六自由度(6-DOF)运动方程,对内埋式导弹在亚声速和超声速条件下的分离轨迹和姿态变化进行了比较,分析了不同马赫数下气动力对导弹分离特性的影响,重点讨论了超声速条件下导弹分离过程中相对于载机的位置和导弹的姿态变化情况,分析了超声速飞行环境下导弹安全分离的条件.     

超声速飞行器气动伺服弹性稳定性分析

基于分枝模态法,用修正活塞与细长体理论计算超声速飞行器升力面和机身的非定常气动力,考虑了翼身干扰和翼面对舵面的下洗与阻滞作用,通过控制系统输入参数与结构模态参数的关系,输出舵偏产生的非定常气动力的激励关系,建立由模态坐标运动微分方程和控制系统传递函数联合表示的飞行器气动伺服弹性模型,在时域内求解.某飞行器颤振和气动伺服弹性的计算证明该法可行、有效.另外,讨论了结构滤波器参数、敏感元件位置和及弹身固有频率对气动伺服弹性稳定性的影响.     

超声速进气道快速CFD数值模拟计算方案(英文)

根据进气道内部流动特征,并结合现有工程设计经验和试验结论,提出从进气道喉道段出口截面截断,简化取其超声速扩压段和喉道段与其外部流场统一构造出具有单一性态超声速流动的流场计算域,既缩减了CFD数值模拟的计算规模,又提高数值计算的收敛性。经实例计算分析表明,解算速度和效率大大提高,单个计算工况仅需时不到20 m in即可快速完成求解,并可基于数值计算模型提取出进气道捕获流量和最大总压恢复系数等全部主要性能参数,特别适合于在超声速进气道方案设计阶段用来快速进行性能评估和方案选型,有利于提高设计效率,缩短研制开发周期。     

超声速透气降落伞系统的气动干扰数值模拟研究

盘–缝–带伞是目前主流的火星用超声速降落伞,然而由于其阻力性能的限制,新一代的火星探测任务已经开始考虑采用环帆伞来获得足够的阻力性能。同时,在超声速条件下,由于稳定性的需要,透气性对降落伞系统减速性能的影响研究日益受到重视。文章基于计算流体力学方法对不同孔隙率的降落伞系统模型进行数值模拟,旨在分析开缝位置及孔隙率对环帆伞气动性能的影响机理。结果表明:在马赫数为2的大拖拽距离比条件下,无缝环帆伞系统流场与盘–缝–带伞有较大区别,主要表现在伞前激波的形成过程及前体尾流和伞前激波的作用阶段上。此外,开缝产生的孔隙率对环帆伞的减速性能有较大影响。开缝伞形的阻力性能劣于无缝伞形,但稳定性能显著高于无缝伞形。而前缝伞形的稳定性能及阻力性能均优于后缝伞形。该结果对超声速降落伞的伞型结构透气性参数设计有一定的参考价值。     

超声速民机总体气动布局设计关键技术研究进展

超声速民机已成为世界民机未来发展的主要方向之一。超声速民机由于涉及声爆等一系列特殊的技术问题，比亚声速民机的性能要求更苛刻，对总体气动布局设计提出了更高要求。首先，根据设计思想和主要技术特点，将世界迄今为止的代表性超声速民机布局方案划分为三代：第1代布局主要旨在实现民用超声速飞行并兼顾高低速性能，基本为三角翼/双三角翼布局；第2代布局更加重视低声爆/低阻性能，主要采用大后掠箭形翼布局；第3代布局在低声爆/低阻要求基础上，更加注重多学科综合性能和技术可行性，主要采用“大后掠机翼+鸭翼/T尾/V尾布局和发动机短舱背负式/尾吊式”的布局。其次，梳理了新一代超声速民机总体气动布局设计目前面临的技术瓶颈和难点，对总体设计技术、低声爆设计技术、超声速减阻技术和飞-发一体化设计技术的国内外研究进展和现状进行了综述和分析。最后，展望了新一代超声速民机总体气动布局的发展趋势，针对仍需突破的关键科学与技术问题，探讨了重要研究方向。未来将优先发展超声速公务机或中小型超声速民机，其布局技术特点趋近于第3代布局，声爆、减阻、飞-发一体化、起降噪声、气动弹性、人机功效等方面的综合性能和工程可实现性将成为重点研究对...     

喷注角度对超声速气流中液体横向射流的影响

为探索超声速气流中变角度组合射流对喷注雾化过程的影响，采用高速摄影和基于KH-RT破碎模型的欧拉-拉格朗日数值仿真方法开展研究，仿真结果和实验吻合较好。研究表明，同一流量下逆流喷注，可以较为有效地增强混合效果，提升射流穿透深度。带扩张型面内液雾穿透深度呈现先增大后降低的趋势。等流量条件下顺流双孔喷注有效截面面积大体一致，略低于单孔直喷。等效流量下逆流喷注所得液雾截面面积收益最为明显。截面平均粒径方面，单孔喷注雾化粒径基本一致，顺流双孔喷雾粒径较小。等压降顺流对喷由于流量较大，雾化质量相对较差，平均粒径最大。