基于分解策略的飞行器气动隐身优化设计研究

为了综合提高飞行器的气动性能与隐身性能,文章利用基于分解策略的梯度优化方法,对某跨声速机翼进行气动隐身综合优化设计.采用Tchebycheff方法,将气动隐身多学科多目标优化问题分解为多个单目标优化子问题,再对每个单目标子问题进行梯度优化.通过求解离散伴随方程获得气动目标对设计变量的梯度,采用自动微分方法对物理光学法（physical optics,PO）程序进行微分,即可得到雷达散射截面（radar cross section,RCS）对设计变量的梯度.经过综合优化,获得优化解集中各给定权重系数对应下的分支解,相比初始机翼,优化机翼的阻力系数减小,升阻比提高,重点方位的雷达散射截面均值减小,验证了该优化设计方法具有较好的实用性.      

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.     

射流对空腔噪声抑制效果研究

高速空腔流动的流场结构非常复杂,在一定条件下存在严重的压力、速度等脉动,诱发强烈的噪声,声压级可达到170dB,对腔内的导弹及其自身结构安全构成很大的威胁。应用基于两方程剪切应力(SST)的尺度自适应(SAS)分离流模型的CFD技术和气动声学频域理论(FW-H积分方程),模拟了射流对二维M219空腔(长深比L/D=5)内气动噪声变化情况,研究了空腔流动特性、流场结构及发声机理。在此基础上,首先对比分析了不同射流位置对空腔噪声的抑制情况,以此确定一个工程上可实现的射流位置;然后,对比分析了不同射流状态(不同的射流流量、温度)对空腔噪声的抑制情况。由此可知,跨音速(Ma=0.85)条件下,采用不同的射流状态对空腔噪声具有不同的抑制效果,其中随着射流量及射流温度的增大,噪声抑制效果更加明显。     

高阶谐波平衡方法中非物理解来源分析及改进方法研究

对于周期性非定常问题,高阶谐波平衡（High-order Harmonic Balance, HOHB）方法将非定常方程的解用Fourier 级数展开至一定阶次,从而消除其中的时间导数项,大大降低了计算消耗. 本文以达芬振子方程为例,探讨了HOHB 方法中非物理解的来源,分析结果表明:非物理解出现的原因是在推导过程中非线性项的简化处理导致方程左右两边并不严格相等. 根据非线性项的特点,在其处理过程中扩充子时间层上的时域解,并将非线性项中出现的更高阶谐波截断,使方程左右两边严格相等. 通过对达芬振子方程进行数值模拟发现:改进方法在消除非物理解的同时,也显著减少了计算所需谐波数. 对比参考文献发现,同阶改进方法的精度和原始谐波平衡方法基本相当,证明了本方法的可行性. 最后将本方法应用于具有立方刚度非线性的气动弹性系统中,验证本方法的工程适用性. 但是,当方程中非线性项较多时,本方法所需要的计算消耗会有所增加.      

快速随机粒子网格法的气动噪声预测方法

耦合随机湍流速度生成模型与线化欧拉方程技术,形成了一套具备模拟噪声在非均匀流场中传播能力的气动噪声混合预测方法。该混合方法的随机湍流速度生成模型采用了快速随机粒子网格法,为声传播模拟提供了可靠的源项。而噪声的传播计算选用线化欧拉方程,其空间离散采用9点5阶的色散保持关系格式,时间推进选用了高精度大时间步长的6级4阶龙格库塔格式,远场边界应用了无分裂形式的理想匹配层边界条件。首先,选用高斯脉冲传播算例对线化欧拉方程的时空离散格式、远场无反射边界条件进行了验证分析。然后,计算分析各向同性湍流的空间相关性验证湍流速度生成模型的可靠性。最后,基于已搭建的气动噪声混合预测方法进行了30P30N三段翼缝翼噪声的计算分析。计算分析可知:监测点处功率谱密度曲线、噪声指向性等计算结果与参考文献结果取得了较好的一致性。数值计算结果表明所建立的气动噪声混合预测方法能有效预测二维复杂构型的气动噪声问题。