高压捕获翼位置设计方法研究

高压捕获翼构型是一种合理利用机体/上置翼(简称捕获翼)间的耦合关系提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.基于其设计原理,捕获翼的位置与机体压缩激波和自身二次压缩激波的位置均直接相关,一般难以利用理论方法直接获得.针对这一问题,本文运用均匀实验设计方法在设计空间内获取样本点并利用计算流体力学分析和迭代获得其设计位置,之后通过构造代理模型建立捕获翼位置与设计参数间的模拟映射关系,进而发展了一种捕获翼位置设计的有效方法.在方法研究基础上以锥体-捕获翼组合构型作为实例对其进行验证.结果表明,该方法可在较大设计空间范围内准确判定捕获翼的设计位置.此外,针对这一构型还开展了基于代理模型的设计参数单因素分析.发现在设计空间内,前缘压缩角、来流马赫数、和捕获翼钝化半径等3个关键参数均与捕获翼位置呈单调正比例关系.      

翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性影响分析研究

高压捕获翼新型气动布局在高超声速设计状态下具有较好的气动性能, 新升力面的引入使其在亚声速条件下也具有较大的升力, 但在亚声速下的稳定特性还有待研究. 基于高压捕获翼气动布局基本原理, 在机身-三角翼组合体上添加单支撑和捕获翼, 设计了一种参数化高压捕获翼概念构型. 以捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量, 采用均匀试验设计、计算流体力学数值计算方法及Kriging代理模型方法, 研究了0° ~ 10°攻角状态下不同翼反角对高压捕获翼构型亚声速气动特性的影响, 重点分析了升阻特性、纵向和横航向稳定性的变化规律以及流场涡结构等. 结果表明, 小攻角状态下翼反角对升阻比的影响比大攻角更加显著, 捕获翼上反时, 升阻比略微增大, 下反则升阻比减小; 三角翼上反时, 升阻比减小, 下反则升阻比先略微增大后缓慢减小; 翼反角对纵向稳定性的总体影响较小, 捕获翼上反会稍微提高纵向稳定性, 而三角翼上反则会降低纵向稳定性; 捕获翼或三角翼上反都会增强横向稳定性, 下反则减弱横向稳定性, 但大攻角状态时, 三角翼上反角过大对提升横向稳定性作用有限; 捕获翼上反航向稳定性增强, 下反航向稳定性则减弱, 而三角翼下反对提升航向稳定性的整体效果比上反更加显著.      

基于实验设计方法的高超声速飞机前缘型线优化分析

为探索前缘线变化对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4°和高度26 km的巡航飞行条件下,结合运用增量修正参数化设计方法、均匀实验设计方法和计算流体力学模拟,分析了飞行器前缘型线与其升阻力系数及纵向压心等性能参数间的关系.计算结果表明,前缘线形状对飞行器升阻力系数明显高于其对纵向压心影响,设计空间范围内升力系数变化约21.3%,阻力系数变化约31.8%,升阻比变化范围约10.63%,但相对压心变化范围仅为3.87%.在此基础上,通过对典型构型物面压力分布进行分析,发现前缘线形状适当弯曲可利用飞行器下表面侧壁压缩产生的高压气流,利用二者的耦合效应使飞行器获得额外的升力增量.      

乘波体压缩面变化对其气动性能影响分析

乘波体是一种利用激波包裹特性获得高升阻比的高速飞行器构型.已有研究中,乘波体气动性能的改善主要依赖于给定源流场条件下的前缘型线优化.本文采用数值优化和计算流体力学模拟为主要手段分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响,以期有效拓展乘波体的设计空间.主要内容如下:首先给出了一种基于表面局部变形的乘波体设计方法.其次结合运用增量修正参数化方法、计算流体力学分析和微分演化算法构造了乘波体压缩面外形气动优化设计流程,以一种椭圆锥形流场生成的乘波体作为基准构型开展了无黏优化.之后从优化结果中选择升阻比递增的6个典型构型进行前缘钝化处理后,基于N-S方程对其气动性能进行了评估.最后综合依据无黏/黏性计算结果分析了乘波体压缩面变化对其气动性能的影响.结果表明该部分形状的改变对乘波体气动性能影响十分明显,在升力面积不变的条件下,乘波体压缩面形状变化可导致其升阻比出现成倍变化,即使在升力不减条件下,升阻比较基准构型也可获得超过14%的提升.此外,还可导致乘波体相对压心系数出现明显偏移.     

基于径向基函数的机翼二维气动代理模型设计

采用多学科设计优化方法进行机翼气动/结构优化时,结构学科的优化需要气动学科提供机翼压力分布的代理模型。本文引入了等参单元形函数的几何变换思想,利用径向基函数,解决了复杂形状机翼的二维气动代理模型的构造问题,进行了某巡航导弹弹翼考虑结构变形的气动力代理模型的构建。算例结果表明,本文所用代理模型构造方法简单易行,预测结果的精度很好。     

乘波体前体/进气道一体化设计研究

为了研究乘波体几何外形参数和飞行参数对前体/进气道一体化设计的影响,采用理论分析和数值模拟相结合的方法,以马赫数Ma=6和攻角α=0为设计状态、进气道总压恢复系数和前体阻力系数为目标函数,对乘波体前体/进气道进行了优化设计,并在此基础上研究了攻角、马赫数、前缘半径、前体宽度对气动参数的影响。结果表明:该乘波体前体/进气道构型具有良好的攻角特性,总压恢复系数比基准构型提高17.79%,阻力系数比基准构型降低78.5%,符合高超声速飞行器高升力、低阻力的要求,且非常适合小攻角高超声速巡航飞行;为了得到较高升阻比的前体,在前缘半径R≤2mm的范围内进行流场反设计时,可以将设计马赫数的取值比预期低一些。     

基于响应面法的新型排翼式飞艇的气动优化设计

采用均匀试验设计的方法, 以后掠排翼式飞艇为初始气动外形, 后翼的轴、法向坐标为设计变量, 升力、阻力系数和升阻比为目标函数, 通过CFD结合响应面近似理论, 建立了气动参数的二阶响应面优化模型, 并针对排翼式飞艇的升阻特性进行了优化设计. 研究结果表明: 响应面方法是解决气动优化问题的一种行之有效的方法;优化后排翼式飞艇的气动性能得到明显改善, NACA0020, NACA0030, NACA0040排翼式飞艇的升阻比分别提高了9.61%, 6.08%, 13.08%; 飞翼的轴向和法向位置对各气动参数的影响不尽相同, 升力系数C_rm l和升阻比k对轴向位置更为敏感, 而轴向和法向位置对阻力系数C_d的影响则基本相当.      

高超声速钝前缘乘波构型优化设计研究

乘波体的高升阻比优势使其在高超声速飞行器设计中极具应用前景. 在实际工程应用中, 为了满足防热要求, 乘波体前缘必须进行钝化处理, 前缘钝化对乘波体气动性能会产生显著影响. 因此, 原始尖前缘最优乘波体并不能保证钝化后仍为最优. 针对这一问题, 首先研究了前缘钝化对不同构型升阻特性的影响程度和作用机理. 结果表明: 前缘钝化会造成乘波体升力小幅度降低, 阻力大幅增加, 升阻比显著降低; 其中钝前缘本身的波阻在阻力增量中起主导作用, 而钝前缘本身的摩阻增加量与物面的摩阻降低量十分接近. 基于上述结果, 提出了一种高效评估钝前缘乘波体气动力的方法, 并结合遗传算法, 开展了直接考虑前缘钝化影响的乘波构型优化设计研究, 获得了钝前缘最优构型. 通过CFD数值模拟对最优构型的气动力特性进行评估, 结果表明: 在不同飞行高度、不同升力和不同钝化半径约束下, 相比尖前缘最优构型, 钝前缘最优构型宽度变窄, 相同纵向位置处的后掠角增大, 且升阻比显著提升. 在M_∞ = 15, H = 50 km, CL = 0.3约束条件下, 钝化半径R = 10 mm的钝前缘最优构型设计点升阻比相比尖前缘最优构型提升量可达9.32%.      

高超声速飞行器气动防热新概念研究

传统乘波构型的高超声速飞行器尖锐的前缘存在严重的气动加热问题,而简单的前缘钝化气动防热方法由于造成很大的升阻比损失,难以发挥实质性作用. 引入``人工钝前缘(ABLE)'概念,拟以一种新的思路解决这一矛盾. 通过定义ABLE构型的外形参数,并采用CFD数值计算方法研究了各参数对气动力和气动热特性的影响规律,在流场分析的基础上进行了外形优化,最终得到令人满意的新型高超声速飞行器头部外形,总结了运用ABLE概念进行气动防热的相关设计原则和规律.      

MULTI-OBJECTIVE OPTIMIZATION AND AERODYNAMIC PERFORMANCE ANALYSIS OF THE UPPER SURFACE FOR HYPERSONIC VEHICLES

为分析小攻角巡航条件下吸气式高超声速飞行器上壁面的变化对其气动性能和容积的影响, 以参数化后的飞行器上壁面对称面型线为设计变量, 在飞行马赫数6.5, 飞行高度27 km, 飞行攻角为4°的条件下, 采用计算流体力学为性能分析工具, Pareto多目标遗传算法为优化设计方法, 开展了二维条件下的升阻比/容积双目标优化设计. 在此基础上, 选择典型的二维优化结果, 重构生成对应的三维构型并进行数值分析, 获得了飞行器气动性能和容积间的相互关系. 结果表明在巡航条件下, 尽管二维/三维条件下飞行器的气动参数数值有较大差别, 但在这2种条件下, 飞行器的升阻比和容积间的关系均近似呈线性反比例关系. 同时, 对于三维构型而言, 在给定容积不变的条件下, 通过改变上壁面对称面型线的形状仅能使升阻比获得较小的增量(约0.36%). 相比之下, 当给定升阻比基本不变的条件下, 飞行器容积可调空间相对较大, 约为1.93%. 此外, 计算结果还表明, 在飞行器的容积基本不变情况下, 通过调节上壁面对称面型线, 可使飞行器的俯仰力矩获得5%左右的调节空间, 且其升阻比基本不变.     

上下反翼对双后掠乘波体低速特性的影响

相比于传统乘波体外形, 双后掠乘波体在保持高超声速良好性能的条件下能够提升乘波体低速气动性能, 但其仍存在低速稳定性不好等缺陷. 本文从密切锥乘波体理论提出给定前缘型线的乘波体设计方法, 通过给定三维前缘型线分别生成具有相同平面投影形状的上反和下反机翼双后掠乘波体. 使用CFD技术评估不同上下反程度外翼乘波体的低速性能, 分析升阻特性以及流场涡结构特点. 选取稳定性判据, 研究上下反翼对纵向和横侧向稳定性的影响. 结果表明, 机翼上下反对乘波体低速升阻特性影响较小; 不同外形均为纵向静不稳定的, 且俯仰力矩变化趋势比较类似, 机翼下反可使气动焦点位置后移, 提升纵向稳定性; 机翼上反有助于提升乘波体的横向静稳定性, 而下反则会下降; 机翼上反可以提升侧向稳定性, 且上反程度越大提升效果越明显; 同时机翼上反使乘波体的偏航动态稳定性有明显提升, 下反则会降低, 影响程度与机翼上下反程度呈正相关. 通过结果分析, 说明通过机翼上下反改善乘波体低速稳定性是可行的, 为乘波体在宽速域高超声速飞行器中的应用拓展了途径.      

AERODYNAMIC OPTIMIZATION OF HIGH-SPEED TRAIN BASED ON RBF MESH DEFORMATION

基于局部型函数三维参数化方法、改进的蚁群算法和改进的克里金（Kriging）代理模型,开展了列车头型的三维气动减阻优化设计研究。为了避免复杂几何外形大变形情况下千万量级网格的重复生成,提高高速列车头型优化设计的效率,引入了缩减控制点的径向基函数网格变形技术。优化结果表明：径向基函数网格变形技术在不降低网格质量的情况下可以有效缩短网格变形的时间消耗,能够用于复杂几何外形的气动优化设计;在给定的设计空间内,控制鼻锥外形的6个关键设计参数对列车气动阻力的影响呈单调递增关系;优化后,在满足约束条件的情况下,简化外形列车的整车气动阻力减小5.41%,头尾车减阻效果明显,中间车气动阻力基本不变。     

涡波一体乘波飞行器宽速域气动优化设计研究

涡波一体宽速域乘波飞行器通过在低速引入涡效应,显著改善了传统乘波体在低速状态下的升阻特性,具有在未来宽速域空天飞行器总体气动设计当中得到广泛应用的巨大潜力.但是,该设计方法的研究尚不完善,特别是在基准流场建立过程中忽略了三维效应、低速效应、黏性效应以及头部/前缘的钝化效应,因此其高低速气动特性均有优化设计的空间.针对此问题,本文结合高保真RANS求解器、自由变形参数化方法、鲁棒的结构网格变形方法、离散伴随方法以及序列二次规划算法,发展了基于离散伴随的宽速域飞行器气动优化设计方法.基于上述方法,针对涡波一体乘波飞行器开展了兼顾低速与高超声速气动性能的三维整机气动优化设计研究,获得了宽速域优化构型并对其进行了流动机理分析.结果表明,相较于初始构型,宽速域优化构型可以将飞行器高超声速状态下升阻特性略微提升的同时,显著增强低速状态飞行器背风面的旋涡效应,进而使飞行器低速状态的升力和升阻比均提升10%以上,改善了涡波一体宽速域乘波飞行器的高低速气动性能.     

Shape optimization of staggered ribs in a rotating equilateral triangular cooling channel

A rotating equilateral triangular cooling channel with staggered square ribs inside the leading edge of a turbine blade has been optimized in this work based on surrogate modeling. The fluid flow and heat transfer in the channel have been analyzed using three-dimensional Reynolds-averaged Navier–Stokes (RANS) equations under uniform heat flux condition. Shear stress transport turbulence model has been used as a turbulence closure. Computational results for area-averaged Nusselt number have been validated compared to the experimental data. The objectives related to the heat transfer rate and pressure drop has been linearly combined with a weighting factor to define the objective function. The angle of the rib, the rib pitch-to-hydraulic diameter ratio, and the rib width-to-hydraulic diameter ratio have been selected as the design variables. Twenty-two design points have been generated by Latin Hypercube sampling, and the values of the objective function have been calculated by the RANS analysis at these points. The surrogate model for the objective function has been constructed using the radial basis neural network method. Through the optimization, the objective function value has been improved by 21.5 % compared to that of the reference geometry.     

Aerodynamic Performance of a Gliding Swallowtail Butterfly Wing Model

In the present study, we perform a wind-tunnel experiment to investigate the aerodynamic performance of a gliding swallowtail-butterfly wing model having a low aspect ratio. The drag, lift and pitching moment are directly measured using a 6-axis force/torque sensor. The lift coefficient increases rapidly at attack angles less than 10° and then slowly at larger attack angles. The lift coefficient does not fall off rapidly even at quite high angles of attack, showing the characteristics of low-aspect-ratio wings. On the other hand, the drag coefficient increases more rapidly at higher angles of attack due to the increase in the effective area responsible for the drag. The maximum lift-to-drag ratio of the present modeled swallowtail butterfly wing is larger than those of wings of fruitfly and bumblebee, and even comparable to those of wings of birds such as the petrel and starling. From the measurement of pitching moment, we show that the modeled swallowtail butterfly wing has a longitudinal static stability. Flow visualization shows that the flow separated from the leading edge reattaches on the wing surface at α < 15°, forming a small separation bubble, and full separation occurs at α ≥ 15°. On the other hand, strong wing-tip vortices are observed in the wake at α ≥ 5° and they are an important source of the lift as well as the main reason for broad stall. Finally, in the absence of long hind-wing tails, the lift and longitudinal static stability are reduced, indicating that the hind-wing tails play an important role in enhancing the aerodynamic performance.