考虑声爆特性的超声速客机气动优化设计

提高巡航气动效率和降低声爆强度是超声速客机设计的关键。首先建立了基于RANS方程的近场CFD预测和基于波形参数法的远场预测相结合的高精度声爆评估方法,然后采用有限差分法求解声爆目标对设计变量的梯度,与由离散伴随方程法求解的气动目标函数的梯度进行组装,作为权重目标值的梯度,并耦合自由型面变形参数化技术、基于逆距离权重插值算法的网格变形技术和序列二次规划算法,搭建了考虑声爆特性的气动优化系统。对超声速公务机翼身组合体构型先后进行了考虑声爆的机头偏转气动优化设计和机翼精细化气动减阻优化设计,优化目标分别为声爆值和阻力系数的权重之和、超声速巡航点阻力系数。结果表明,优化后机头下偏削弱了头部向下传播的激波强度,从而减小了远场声爆最大过压值;机翼精细化设计后阻力减幅达9.5%,载荷内移,外翼段压差阻力减小,同时压力分布形态表现出逆压梯度减弱、压力恢复更加平缓的特征。气动声爆综合特性明显优于初始构型,验证了优化系统的有效性。     

基于FCE方法的超声速机翼厚度分布优化

远场组元(Far-field Composite Element,FCE)激波阻力优化方法是基于类别形状函数变换(Class Shape Transformation,CST)参数化方法发展出的一种超声速飞行器气动外形优化方法。文章使用CST参数化方法对超声速客机的大后掠机翼进行外形参数化,并以机翼容积和局部相对厚度为约束条件,使用FCE方法对其厚度分布进行以激波阻力最小为设计目标的快速优化。与原机翼相比,FCE优化方法使机翼激波阻力系数降低达61%,是超声速飞行器概念设计阶段降低激波阻力十分有用的优化方法。     

低阻常规布局客机巡航阻力特性研究

对常规布局客机与机翼相关的减阻措施进行研究,通过减阻改善飞机性能。主要通过有层流流动机翼减小摩阻和弱激波机翼减小波阻,在机翼表面前缘维持一段层流区以减小摩阻,机翼剖面压力分布由中部顺压梯度区域向后缘逆压梯度区域和缓过渡形成弱激波减小激波阻力;机翼机身结合处加机身腹部整流增加结合处流速,减弱机翼机身结合处的附面层堆积,改善阻力性能;融合式翼梢小翼降低翼尖诱导阻力,研究小翼外形参数对降低诱导阻力、纵向力矩、偏航力矩的影响,得出降低翼尖诱导阻力效果好、力矩合适的翼梢小翼模型。由于翼身整流对机翼内翼段下表面的压力分布有显著影响,翼梢小翼会对翼尖的流动有重要影响,因此进行单方面的减阻是不可取的,需对与机翼相关的3种减阻措施进行一体化减阻设计研究,并对相应的减阻量进行评估,为常规布局类客机的减阻设计提供参考。通过对上述减阻措施的评估分析达到了减小阻力、提高常规布局客机巡航因子,改善飞机巡航性能的效果。     

静音锥对超声速民机低声爆效果的影响

声爆问题是制约超声速客机商业运营的重要因素之一。为抑制声爆,湾流公司提出了安装于机头的静音锥方案,取得了一定的效果。但静音锥方案也存在一定的不足,主要体现在难以配平以及作动机构复杂的问题。针对此问题提出了一种改进的圆滑过渡静音锥方案,并使用基于雷诺平均(RANS)方程的CFD求解器HUNS3D和基于Thomas波形参数法的远场FL-BOOM声爆传播程序,验证了所提方案对于抑制超声速飞机声爆的有效性,并就静音锥的多项特征对其降低声爆效果的机理进行了分析,证明了影响多级静音锥降爆效果的主要因素是长度而不是级数,但长度增加对低声爆效果也有利。研究结果对超声速飞机静音锥设计具有重要的参考价值。     

降低超声速飞行器声爆的一种主动控制方法

声爆抑制问题是新一代环保型超声速客机研发过程中亟需解决的关键技术瓶颈之一.提出了一种降低超声速飞行器声爆的主动控制方法,主要是在翼型下表面前缘附近处开口进行吸气,同时在翼型下表面后缘附近进行喷气,且保持吸气量与喷气量相等.分别以菱形翼型和NACA0008翼型作为基准算例,研究了吸气口与喷气口位置、气体质量流量以及飞行迎...     

基于伴随方法的飞翼布局多目标气动优化设计

针对飞翼布局气动设计中的多目标多约束设计问题,开展了基于伴随方法的气动优化设计研究。构建合理的统一目标函数,并根据伴随方法基本原理推导了相应的伴随方程边界条件及梯度求解方程,采用N-S方程和伴随气动优化设计方法,进行了2种不同展弦比飞翼布局的跨声速减阻优化设计,优化结果表明:在满足气动、几何约束的前提下,飞翼布局跨声速激波阻力被很大程度削弱,证明了所发展的方法在飞翼布局多目标多约束气动设计上具有较高的优化效率和良好的优化效果。     

受限空间内超声速混合层生长特性

为获得受限空间内激波作用下的超声速混合层生长规律,以支板喷射超燃冲压发动机典型流道为研究对象,开展了2.3Ma氢气射流与2.0Ma空气来流所形成的超声速混合层的生长特性研究.基于OpenFOAM计算平台,采用大涡模拟方法,数值研究了超声速混合层的流场结构和特征,流场结构和组分分布与实验结果吻合较好.通过超声速混合层组分浓度、厚度、可压缩效应及总压损失的分析,获得了超声速混合层的生长特性.研究结果表明:受限空间内超声速混合层的生长过程具有4个典型阶段,支板末端的膨胀波/激波结构会显著减低对流马赫数,从而降低混合层的可压缩性,促进混合层的生长;激波与混合层的相互作用能够增强局部湍流强度,获得涡量增益,加快混合层的生长速率,促进混合效率,但同时会引起较大的总压损失,降低发动机性能.发动机设计时要综合考虑波系结构与混合层相互作用带来的混合增强和总压损失,实现性能优化.     

隐身反设计下飞翼布局气动与隐身综合设计

为同时获得良好的气动和隐身性能,基于双发动机布局下飞翼无人机大鼓包式机身,采用隐身反设计思路,开展了飞翼布局气动与隐身综合设计与分析研究,提出了一种减小翼型前缘半径的机身前缘类"鹰嘴"形飞翼布局优化构型.分别采用CFD(计算流体力学)方法对M6机翼进行气动数值模拟方法验证,以及基于FEKO软件中MLFMM(多层快速多极子方法)和PO(物理光学法)对圆柱体和某飞翼布局缩比模型进行隐身数值计算方法验证,并利用该方法获得了飞翼布局无人机气动与隐身综合特性.结果表明:建立的气动与隐身数值模拟方法计算结果与实验吻合较好,数值计算方法是可靠的;基于隐身反设计思路构建的机身前缘类"鹰嘴"形飞翼布局设计不仅纵向气动特性略微提升,且前向(-25°~25°)隐身性能明显提高,充分表明了隐身反设计思路的有效性;前缘类"鹰嘴"形设计主要影响机身表面压力分布,并有助于提升升阻特性;前缘类"鹰嘴"形设计比传统钝形前缘设计在不同频率和不同滚转角下隐身特性均有所提高.     

网格对声爆近场预测影响的数值研究

为研究网格对近场声爆预测结果的影响,使用自研的基于非结构混合网格的三维RANS(reynolds average navier-stokes)求解器对典型标模的近场声爆过压分布进行了数值模拟和分析。以双锥旋成体模型和69°后掠三角翼模型(69°delta wing body,DWB)为考核算例,以风洞测量结果为参考,分别研究了网格对齐方式、网格类型和网格分布等因素对声爆近场过压预测的影响。结果表明网格面沿马赫角对齐对声爆预测结果捕捉有显著的改善效果,模型附近采用圆柱区域包裹的结构和非结构网格均能很好的捕捉声爆近场过压分布,但非结构网格由于可以快速生成,应用更为方便。网格展弦比和马赫锥面周向网格间距对流场中激波峰值和激波形状的捕捉有明显影响,使用相对合理的网格展弦比和马赫锥面周向网格间距有利于提高近场声爆预测精度。最后,将总结的网格生成策略应用于洛马公司LM1021(lockheed-martin 1021-01 configuration)全机构型的近场声爆预测,验证了其实用性。     

基于Hanson噪声模型的螺旋桨气动与噪声优化设计

针对螺旋桨气动与噪声多目标优化设计问题,采用基于非均匀有理B样条的自由曲面变形方法对全桨叶进行三维几何变形。为节省优化计算成本,将RANS方法和Hanson模型相结合预测纯音噪声,其预测精度与耦合URANS方法的FW-H方程相当。在此基础上,采用Kriging代理模型与非支配关系排序遗传算法进行优化搜索,建立了螺旋桨气动与噪声多目标优化设计框架。采用该框架对某民航客机螺旋桨进行优化设计,优化以叶片不同展向站位的翼型扭转角和弦长作为设计变量。相比基础桨叶,在功率不增加的情形下,巡航构型风洞试验状态的轴向监测点噪声值最大下降约0.25 dB,在功率略有增加的情形下,噪声降低约1 dB。     

考虑不确定性的超声速双翼气动特性分析

超声速双翼是一种利用激波和膨胀波相互干涉以消除激波阻力的构型。然而,双翼属于单一工作状态设计,为了衡量双翼在设计点附近的稳健性,采用非嵌入式概率配置点不确定性分析方法及Sobol全局灵敏度分析方法,研究双翼在典型工况条件下不确定性扰动对气动特性波动的影响情况。分析了在马赫数和迎角满足特定正态分布的随机扰动下,双翼表面、全流场压强的分布和气动力系数。不确定性分析结果表明,下单翼翼型最大厚度区域的压力脉动是造成气动特性波动的主要原因。灵敏度分析结果表明,马赫数是对双翼气动性能影响最大的因素。     

新型机翼后缘变弯运动机构仿真及其气动影响研究

采用计算流体力学方法和CATIA DMU Kinematics机构仿真,对一套可用于目前及未来民用客机机翼后缘变弯的增升装置系统进行研究,主要包括襟翼运动机构和扰流板下偏。通过运动学分析,采用的襟翼机构可保证巡航阶段后缘变弯过程中机构上下表面无缝,同时满足起降过程对襟翼的运动轨迹的要求。相比简单铰链机构,应用该机构的起飞构型线性段升力系数增加0.05,升阻比的增加量在0.2%~3%范围内;着陆阶段扰流板下偏,较未偏转扰流板的最大升力系数增加1.14%,且线性段上移0.15,显示了该机构具有较高的增升效率。在二维翼型上应用该机构实现后缘变弯度,升阻比有较大提升,且根据来流马赫数的不同改变后缘弯度可以有效地提高阻力发散马赫数。在某远程宽体客机翼身组合体构型上应用该机构实现巡航阶段后缘变弯度,巡航升阻比的增加量在0.345%~2.28%范围内。综上所述,在不增加机构复杂性和重量的前提下,研究的新型机翼后缘变弯运动机构能够有效地提高气动效率。     

载人潜器阻力和有效功率的数值计算与试验

在载人潜器的初步设计阶段,为了预报其阻力性能及有效功率以配置合适的动力装置,对载人潜器的主要附体进行简化,并忽略支架、观察窗和小型推进器等附体,得到与载人潜器构型相近的计算模型.该文采用RNG κ-ε湍流模型,用有限体积法对载人潜器计算模型周围绕流场进行了数值模拟,计算了潜器纵向航行时的阻力性能和有效功率.设计潜器拖带装置,在船模拖曳水池中完成了潜器模型的阻力试验,经过分析和处理,得到与该类构型相近潜器的一种阻力及有效功率的试验预报方法.将数值计算结果与试验数据进行对比分析,得出形状简化因子,并应用于载人潜器的阻力及有效功率预报的数值计算中.结果表明引入形状简化因子后,随着航速增加载人潜器阻力及有效功率的数值计算结果与试验换算值的变化趋势相一致.     

基于PID的小型飞翼无人机控制系统设计

为了实现对小型飞翼无人机的姿态及高度控制,首先对飞翼无人机进行气动布局设计,确定目标飞翼无人机构型后,通过XFLR5获得示例飞翼无人机的相关空气动力学参数,根据非线性六自由度数学模型构建状态空间方程.采用传统PID控制理论,使用从内环到外环的逐层设计方法,对飞翼无人机横纵向目标状态变量进行分通道控制,并对控制结果进行仿...     

考虑机身干扰的机翼气动外形综合优化

由于受机身绕流的影响,后掠机翼翼根的流动非常复杂,翼根气动设计是后掠机翼气动设计的难点.本章发展了基于Kriging代理模型的双层粒子群优化算法,结合雷诺平均N-S方程流场求解器进行了考虑机身干扰的机翼气动外形综合优化研究,在保证机翼相对厚度和容积不减的前提下降低了气动阻力、低头力矩和翼根弯矩.而考虑非设计巡航状态的多...     

周期加筋及条形阻尼对薄板声辐射特性的影响

采用有限元和边界元的算法,对薄板采用不同的加筋及条形阻尼的处理方式进行了仿真计算。结果表明：薄板采用单向及双向加筋的处理方式,能有效减小结构的模态密度,降低低频结构声辐射,但对于中高频段的结构声辐射并没有起到降低的作用;通过加单向和双向条形阻尼的处理方式,能在全频段内有效降低结构声辐射,但由于整体结构刚度较小,其降低结构声辐射的效果有限;而薄板采用混合加筋及条形阻尼的处理方式,其降噪效果最为明显。     

利用螺旋桨动力配平的飞翼布局无人机

静稳定的固定翼飞机纵向稳定性与飞行性能对飞机布局的要求往往相矛盾,这个矛盾对飞翼布局飞机的影响尤其显著,这导致飞翼布局的飞行性能一定程度上被降低。针对这个问题,提出了采用螺旋桨动力参与纵向配平的飞翼布局无人机。提出的飞翼布局无人机使用正弯度翼型改善升阻特性,利用外洗和螺旋桨动力实现无人机纵向配平。利用CMARC面元法和粘性阻力修正进行气动力计算和稳定性分析,在失速范围内,其计算结果与风洞实验结果吻合较好。研究了动力系统螺旋桨和电机的匹配,同时考虑到不同任务段功率需求不同,建立了动力系统效率计算模型并融入到总体设计中。基于遗传算法对有无动力配平的飞翼布局无人机总体参数进行了优化,优化结果表明:采用螺旋桨动力配平可以部分地替代升降副翼进行纵向配平,一方面提升了无人机最大可用升力系数,增大了无人机翼载荷,在保持翼展固定的条件下增大了无人机展弦比,另一方面减小采用正弯度翼型飞翼布局无人机的后掠角和外洗,改善无人机展向升力分布,二者共同作用下提高无人机升阻比,提升了无人机的航时。最后探讨了总体参数对螺旋桨动力配平布局无人机性能的影响,为此类无人机设计提供了一定的指导意义。     

常规声压与声矢量信号非整数维谱性能比较研究

为解决高阶谱算法复杂、计算量大和声压信号有限的抗干扰能力问题,提出了声矢量信号非整数维谱分析方法.利用可抑制高斯和对称分布噪声的高阶累积量非整数维谱对目标辐射噪声声压信号和声矢量信号进行了特征分析.分别采用功率谱图和三维动态谱图方法对常规声压和声矢量信号非整数维谱性能进行了直观比对.为获得定量分析结果,分别对不同背景噪声环境条件下,不同输入信噪比的常规声压与声矢量信号非整数维谱的轴频PBR及PD进行了详细计算.结果表明,声矢量信号非整数维谱特征提取与轴频检测能力优于常规声压信号,为高阶统计量应用于声矢量信号处理提供了一条途径.     

基于波叠加法的结构声辐射形状优化研究

基于有限元法和波叠加法,结合遗传算法实现了结构声辐射形状优化设计。用有限元法计算结构振动响应,波叠加法计算结构声辐射功率,以一组结构模态振型叠加重构结构表面形状解决了结构形状难以参数化的问题,并以每阶模态振型权系数为设计变量,声辐射功率为设计目标,采用遗传算法优化配置每阶模态振型权系数获得最优结构形状,以达到声辐射功率最小的目的。数值算例表明,该方法可以较好地降低结构声辐射功率。     

飞翼无人机保形非对称尾喷管设计与流场特性

基于飞翼布局无人机隐身与保形设计要求,设计了不同面积比的四边形和圆矩形2类非对称尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机内外流耦合流动进行了计算分析,获得了无人机全机纵向气动性能与尾喷管三维流场特性。结果表明:保形非对称尾喷管可用于改善飞翼无人机的纵向力矩特性,且圆矩形喷管升阻特性和力矩特性比四边形喷管更优;收敛型喷管(面积比Ar≤1.0)无法在设计点(发动机喷口)而是在尾喷管出口处形成喉道,并在喉道处形成强激波阻滞喷流排出;随着面积比增大,轴向推力系数先增大后减小,存在最佳面积比,而且相同面积比下圆矩形喷管比四边形喷管推力性能更佳;扩张型喷管内激波的强度随着面积比增大变得更强,圆矩形喷管结尾处的激波角比四边形喷管小,喷流阻滞作用更小;对于此类飞翼布局无人机采用面积比为1.2~1.4的圆矩形喷管,将获得较理想的气动性能。