乘波飞行器构型方法研究

高超声速飞行中，随着马赫数的升高，波阻和摩阻增加，就会形成升阻比``屏 障'，而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法. 本文提出了一种变楔角楔/ 椭圆锥乘波体构型方法，并基于前体/进气道一体化设计思想，生成了高超声速乘波飞行器构 型. 经数值计算与实验验证，与传统锥形流场生成的乘波体相比，该方法生成的乘波体不仅 具有高升阻比，而且能为发动机提供所需的高温高压均匀来流.     

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.     

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%.      

基于神经网络技术的乘波体优化设计

乘波体是高超声速飞行器的主要组成部分,也是飞行器产生升力的主要部分. 针对基 于计算流体动力学(CFD)分析的乘波体优化设计问题,引入人工神经元网络响应面方法. 选 取一定数量的乘波体外形,进行气动性能分析后,利用乘波体的外形控制参数和气动参数做 为训练样本对乘波体进行训练. 利用这些训练样本对人工神经网络进行训练. 在优化计算中 以充分训练的神经网络替代CFD分析,发展了一种基于神经网络技术的乘波体优化设计方法. 利用该方法在马赫数6、雷诺数7\times 10^6条件下,分别对乘波体进行了最大升阻比的单目标和综 合考虑升阻比、容积及表面积的多目标优化. 计算结果表明,采用神经网络响应面技术可在 保证计算稳定性的条件下有效提高计算效率.     

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。     

大气飞行条件凝结放热对机翼升阻特性影响

跨音速流动下,大气中水蒸气发生的非平衡凝结对机翼的升阻特性影响显著。本文对大气飞行条件下,绕ONERA M6机翼非平衡凝结流动进行研究。对攻角分别为1.07°、3.06°、6.06°非平衡凝结流动影响机翼周围流场分布进行分析。分析结果表明:与干空气流动相比,攻角为1.07°时,随着相对湿度从30%增加到60%,机翼的升阻比持续减小,相对湿度继续增加到70%,机翼升阻比略有增大,为干空气的21.6%;攻角为3.06°时,随着相对湿度从30%增加到70%,机翼的升阻比持续减小,相对湿度70%时,升阻比为干空气的41.5%;攻角为6.06°时,随着相对湿度从30%增加到70%,机翼的升阻比持续减小,相对湿度70%时,升阻比为干空气的64.3%。     

一种升浮一体环形浮空器气动特性研究

选取填充轻质气体的环形浮空器为研究对象,采用数值模拟方法开展高空风力发电机用浮空器气动特性研究．采用有限体积法求解不可压N-S方程和S-A湍流模型来数值模拟风力机气流场,分别对翼型,安装角,长细比,雷诺数及风力机等因素对引入浮力后浮空器气动特性影响进行研究,对比分析引入浮力后布局外形气动力特性随各外形特征参数的变化规律．数值结果表明,截面翼型弯度越大,最大升阻比越小,出现位置有一定前移;截面厚度越大,三维效应越强,最大升阻比出现有一定的滞后性;增大安装角,相当于增大攻角,使得升力系数和阻力系数随攻角变化曲线均有一定前移;引入浮力后,最大合升阻比增大,并且存在一个明显前移;长细比越小,浮空器升阻比越大,随着长细比增大,浮空器最大升阻比出现越滞后;一定范围内,雷诺数增大,浮空器动升阻比增大,引入浮力后,基于来流风速变化时,浮空器合升阻比随雷诺数增大先迅速减小然后趋于平缓,但基于浮空器尺寸变化时,合升阻比则随雷诺数增大而增大;风轮转速增大,浮空器阻力增大,升力有一定下降．     

给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法

乘波体因其高超声速阶段的高升阻比性能成为目前研究的热点,但其本身的诸多性能缺陷限制了其在工程中的实际应用. 密切锥乘波体设计 是目前应用较广的乘波体外形设计方法,具有较高的灵活性和生成效率. 本文以弥补乘波体性能缺陷,提高乘波体设计灵活性为目的, 拓展了密切锥乘波体设计方法,推导设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,并使用一个微分方程 组给出了具体的数学表达,奠定了定平面形状乘波体设计的理论基础. 通过介绍此微分方程组的数值求解过程,并分析应用此关系的注意 事项,本文提出了给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法. 根据此设计几何关系,以渐变前缘、弯曲前缘和双后掠等为例生成定平 面形状乘波体外形,结合计算流体力学方法分析这几类外形的流场,通过流场分布与设计曲线的比较,说明通过此方法设计得到的乘波体 外形保持了高超声速状态的乘波特性,并可以方便的控制平面形状,为提高乘波体的设计灵活性、改善性能缺陷提供了新的途径.      

高压捕获翼前缘型线优化和分析

为分析翼前缘形状变化对高压捕获翼构型气动性能的影响,基于一种锥体组合捕获翼概念构型,采用幂次函数和余弦函数组合形式对翼前缘型线进行了参数化设计,在比较了多项式和径向基函数两种代理模型的拟合精度基础上,以飞行马赫数7,飞行攻角0° 为计算条件,结合使用均匀实验设计方法、计算流体力学、径向基函数代理模型方法和遗传算法,选择升阻比最大化为目标开展了数值优化,最后基于优化结果进行了单参数的灵敏度分析. 优化结果表明,相对于基准外形而言,优化后构型升力系数增大了约8.1%,阻力系数减小了约12.2%,升阻比提高了约23.4%. 此外,灵敏度分析结果表明升阻比与5 个设计参数均呈非线性关系,其中展向角度对升阻比影响最大,其次为幂次曲线的比例参数,其余3 个参数对升阻比的影响相对较弱.      

基于商用CFD软件的乘波体气动外形设计方法研究

乘波体设计在超声速和高超声速飞行器设计中已经得到广泛应用,但具体设计方法仍有值得探讨之处.本文针对乘波体的工程设计,探讨了一种基于粘性流场计算的简便设计方法.这种方法以商用CFD软件为工具,首先生成锥形体的超声速粘性流场,然后采用最大压强梯度单元确定激波位置,再用圆柱面相交的方式得到乘波体上表面,利用圆柱面与激波的交线为前缘线,通过流线追踪得到乘波体的下表面,最终得到乘波体构型.本文将所用激波定位方法与存在精确解的无粘锥形流场的计算结果进行了对比,验证了该方法的可靠性.然后以马赫数M=3,设计飞行高度H=15km为设计条件,利用本文提出的方法对其气动性能进行了数值模拟和分析,并特别研究了气动性能随马赫数M和攻角的变化规律.结果表明,利用本文方法所设计的乘波体在设计点和非设计点处都具有良好稳定的气动性能.由于整个设计过程均使用现有商用CFD软件完成,既减少了自行编程所花费的时间,又具有良好的通用性,因此便于在以后的乘波体研究和工程设计中推广.     

Delayed detached eddy simulations of fighter aircraft at high angle of attack

The massively separated flows over a realistic aircraft configuration at 40?, 50?, and 60?angles of attack are studied using the delayed detached eddy simulation(DDES).The calculations are carried out at experimental conditions corresponding to a mean aerodynamic chord-based Reynolds number of 8.93 × 10~5 and Mach number of 0.088. The influence of the grid size is investigated using two grids, 20.0×10~6cells and 31.0 × 10~6 cells. At the selected conditions, the lift,drag, and pitching moment from DDES predictions agree with the experimental data better than that from the Reynoldsaveraged Navier–Stokes. The effect of angle of attack on the flow structure over the general aircraft is also studied, and it is found that the dominated frequency associated with the vortex shedding process decreases with increasing angle of attack.     

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.     

横摆振荡翼型动态气动掠效应试验研究

大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出更高要求, 研究翼型横摆振荡动态气动特性具有重要意义. 借助"电子凸轮"技术和动态数据同步采集手段, 针对翼型动态“掠效应”首次开展了横摆振荡风洞试验研究, 研究表明: 横摆振荡翼型的气动曲线存在明显迟滞效应, 吸力面压力周期性波动是主要诱因, 且随着振荡频率、初始迎角和振幅的增大, 气动迟滞特性均增强; 升力和压差阻力随横摆角变化的迟滞回线呈"W"形, 俯仰力矩迟滞回线呈"M"形, 升力差量迟滞回线呈"$\infty$"形; 负行程下翼型气动力相对于正行程下的更高, 且负行程下翼型气动力随振荡频率的增大而略有增大, 正行程下则明显减小; 升力系数功率谱密度分布在振荡频率倍频处的能量集中的幅值随着振荡频率增大有增大趋势; 吸力面1.2%和40%弦长处压力的滞回特性较强, 是由于翼面剪切层涡和动态分离涡周期性发展、运动、破裂和重建; 振幅为$10^{\circ}$时, 升力迟滞曲线呈"$^{\wedge}$"形, 振幅为$30^{\circ}$ 时, 升力迟滞曲线呈"$^{\wedge\wedge\wedge}$"形.      

锥体效应对超音速湍流边界层统计特性的影响

通过直接数值模拟,计算了空间模式下,来流马赫数为2.5, 半锥角为$5^{\circ}$, 零攻角的绝热钝锥湍流边界层,研究了湍流的统计特性,并把结果与超音速平板湍流边界层和马赫数为6的高超音速钝锥湍流边界层的结果进行了比较,重点定量地考察了锥体效应对边界层湍流统计特性的影响. 研究发现,锥体效应对平均温度剖面以及压缩性的影响是显著的;而其它统计量,比如速度壁面律、雷诺应力的分布和湍动能各项的贡献等,受锥体效应的影响很小.      

等速上仰翼型动态失速现象研究

翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和气动性能急剧恶化，但利用非定常运动所产生 的动态失速效应，可以大大地延缓气流分离和失速现象的发生. 采用Rogers发 展的双时间步Roe格式，求解拟压缩性修正不可压N-S方程. 数值模拟了低雷诺数 ($Re=4.8 \times 10^{4}$)条件下NACA0015翼型作等速上仰($\alpha =0^{\circ} \sim 60^{\circ}$)的动态失速过程，同Walker的试验结果比 较，验证了计算结果的正确性. 研究了该过程中主涡、二次涡和三次涡的发展，升 力系数随攻角变化，以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响.     

Active control of flow past an elliptic cylinder using an artificial neural network trained by deep reinforcement learning

The active control of flow past an elliptical cylinder using the deep reinforcement learning (DRL) method is conducted. The axis ratio of the elliptical cylinder $\Gamma$ varies from 1.2 to 2.0, and four angles of attack $\alpha=0^\circ, 15^\circ, 30^\circ$, and $45^\circ$ are taken into consideration for a fixed Reynolds number $Re=100$. The mass flow rates of two synthetic jets imposed on different positions of the cylinder $\theta_1$ and $\theta_2$ are trained to control the flow. The optimal jet placement that achieves the highest drag reduction is determined for each case. For a low axis ratio ellipse, i.e., $\Gamma=1.2$, the controlled results at $\alpha=0^\circ$ are similar to those for a circular cylinder with control jets applied at $\theta_1=90^\circ$ and $\theta_2=270^\circ$. It is found that either applying the jets asymmetrically or increasing the angle of attack can achieve a higher drag reduction rate, which, however, is accompanied by increased fluctuation. The control jets elongate the vortex shedding, and reduce the pressure drop. Meanwhile, the flow topology is modified at a high angle of attack. For an ellipse with a relatively higher axis ratio, i.e., $\Gamma\ge1.6$, the drag reduction is achieved for all the angles of attack studied. The larger the angle of attack is, the higher the drag reduction ratio is. The increased fluctuation in the drag coefficient under control is encountered, regardless of the position of the control jets. The control jets modify the flow topology by inducing an external vortex near the wall, causing the drag reduction. The results suggest that the DRL can learn an active control strategy for the present configuration.     

基于离散共轭方法的高超声速导弹气动外形优化设计

开展了离散共轭方法在高超声速气动外形优化设计中的应用研究。构建了基于NURBS方法的几何外形参数化方法,完成了一种简单高效的动网格方法,建立了基于Euler方程的离散共轭方法,并将这些方法与优化算法等集成起来够构建了适合复杂外形的高超声速气动外形优化设计系统。利用该系统对一种导弹的前体进行了优化设计研究,使其升阻比提高了11.2%,优化后导弹前体形状接近双锥外形,说明双锥形前体有利于减小阻力。算例表明,离散共轭方法在高超声速气动外形优化设计中具有良好的应用前景。     

Lift-Drag Ratio of a Hypersonic Waverider of Delta Planform

The effect of the aperture angle of a V-wing representing a waverider undersurface on the hypersonic waverider lift-drag ratio is investigated for two isoperimetric conditions. The calculation model for the aerodynamic loads on angular configurations makes allowance for viscous interaction on a certain range of flight and geometry parameters on which there is no separation of the boundary layer flow within the shock layer. It is shown that for given values of the lift coefficient and specific volume, the waverider with a V-wing-shaped undersurface can have a lift-drag ratio which considerably exceeds that of a waverider of delta planform with a plane undersurface.