锥导乘波体气动外形优化与分析

以高超声速巡航飞行器为应用背景,在Ma=6,H=30 km设计条件下,对锥导乘波体进行气动外形优化设计。首先以升阻比为优化目标,利用遗传算法对锥导乘波体进行气动力优化;然后对基于气动力优化得到的乘波体进行前缘钝化研究,详细分析了乘波体前缘的3种钝化半径对其气动力与气动热的影响。结果表明,采用遗传算法对乘波体工程估算的气动力进行优化是可靠的。对乘波体进行前缘钝化可以有效降低最大热流密度,但同时也会降低其升阻比。随着钝化半径的增大,乘波体升阻比降低较为明显,但对热流密度的影响逐渐减弱,因此将乘波体应用于高超声速巡航飞行器时应综合考虑钝化对其气动力和气动热的影响,寻找最佳平衡点。     

基于乘波概念的防空导弹气动布局及外形优化

尝试将乘波体前缘设计应用到高超声速防空导弹气动布局研究中,设计出了由具有乘波体前缘的翼面和椭圆截面弹身组成的上下面对称飞行器.同时,发展了基于代理模型的参数化优化设计流程,应用于弹身外形的优化,飞行器升阻比得到进一步提高.采用数值计算和风洞试验2种手段获取了该飞行器的气动特性.结果表明,该飞行器具有高升力、高升阻比等特点.     

乘波构型优化设计与实验

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的重要参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求.本文开展了锥导乘波构型的参数化建模设计,采用改进的多目标遗传优化算法,完成了以升阻比、容积率和容积为多目标的乘波构型优化设计;在KD-01高超声速炮风洞中完成了不同攻角缩比模型的气动力实验,并同CFD计算结果进行了比较分析.结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合.研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考.     

吻切锥乘波构型优化设计与分析

吻切锥乘波构型是未来高超声速有动力巡航飞行器气动外形重要的设计参考。采用参数化设计方法实现了吻切锥乘波构型的设计,并利用工程估算的方法对构型的气动性能进行了分析;在多参数正交试验分析的基础上,开展了以升阻比,容积和容积率为目标的设计优化。CFD计算显示,优化的外形具有良好的升阻比和容积率性能,且底部流动均匀,是实现高超声速飞行器前体/超燃发动机进气道一体化的重要参考。     

基于气动-弹道一体化模型的飞行器外形优化设计

为提升飞行器气动外形优化设计效果,研究了新型飞行器在大空域、宽速域范围的气动适应性问题,提出一种基于气动-弹道一体化模型的外形优化设计方法。通过考虑气动和弹道的耦合作用,综合利用类型函数/形状函数转换技术、气动工程估算方法和Radau伪谱法,建立飞行器气动-弹道一体化模型。基于该模型,通过明确优化目标和约束条件,给出基于Kriging的气动外形优化方法,实现在多参数约束条件下的飞行器气动外形高效全局优化。以升力体构型飞行器为例,开展气动外形优化设计,结果表明该方法能较好地描述大空域、宽速域的气动和弹道特征,有效提升飞行器气动外形设计精度和水平,可为新型飞行器总体设计提供技术支撑。     

基于乘波构形的跨大气层飞行器气动布局

利用乘波构形具有升阻比大的特点,将其作为滑翔跳跃式跨大气层飞行器的基准外形进行研究,提出了乘波构形的设计方法,详细分析了各设计参数对乘波构形的影响,研究了不同马赫数、不同优化目标下得到的乘波体的性能,得到了升阻比大、容积效率高的跨大气层飞行器气动布局,所得结论对跨大气层飞行器气动布局和乘波体外形的研究具有一定的参考价值。     

自由变形技术在RAE2822翼型优化设计中的应用

采用自由变形技术实现对RAE2822跨声速翼型表面的参数化,采用试验设计方法对设计参数进行计算流体力学数值模拟样本训练,最后采用Kriging代理模型和MIGA、NLPQL优化算法进行优化分析,将得到的优化变量进一步进行计算流体力学分析获得最后的优化结果。计算结果显示,自由变形参数化方法简单易行,可实现直接对网格的变形;优化的结果相比于原始翼型,升阻比增加了57. 2%,从而证明了本文方法的可行性和有效性。     

滑翔增程炮弹的气动布局与外形参数优化设计分析

为提高滑翔增程炮弹的滑翔距离,要对滑翔增程炮弹的气动布局和外形参数进行优化设计.研究了滑翔增程炮弹的总体气动布局方案,以全弹的升阻比为优化目标函数,建立了滑翔增程炮弹的气动外形参数优化设计方法.仿真结果表明,采用该方法确定的气动外形参数,有利于滑翔增程炮弹稳定性适当,操纵性良好,稳定性与操纵性、舵偏角与平衡攻角匹配较好.研究结果为滑翔增程炮弹的气动布局和外形参数设计提供了理论依据.     

高超声速滑翔飞行器气动性能的数值模拟研究

由于具有高的升阻比,乘波构型被认为是高超声速滑翔飞行器的重点参考外形.考虑到高超声速条件下严重的气动加热问题,乘波构型的尖锐前缘需要进行钝化处理,其表面流动特征及气动性能也随之发生变化.基于参考弹道,本文分析了高超声速滑翔飞行器沿飞行轨迹的表面流场特征,并对其在典型飞行工况下的气动性能开展了数值模拟研究.结果表明:对于采用乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器,其驻点流动存在三维效应,不能简单视为球头或圆柱绕流;钝化可以缓和严峻的受热形势,同时对其气动力性能造成影响:在2cm钝化半径条件下,其升阻比下降12.34％;高超声速滑翔飞行器的表面受热存在明显的分区特征,不同区域可采用不同的防热处理方法.     

高超声速伸缩翼变形飞行器轨迹多目标优化

针对高超声速条件下变形技术的应用模式，对具有伸缩翼的组合式飞行器滑翔弹道进行了多目标优化研究。介绍了伸缩翼的变形模式，给出了不同变形状态下的气动特性；建立了三自由度滑翔轨迹动力学模型和伸缩翼前缘热流计算模型；采用MOEA/D多目标优化算法，以变形条件和飞行攻角为设计变量、以最大射程和最小翼前缘总吸热量为目标函数，进行了多目标优化计算。优化结果表明，MOEA/D计算得到了相对均匀分布的Pareto最优解集，将伸缩翼外形与无变形外形相比，飞行器滑翔段射程得到了显著提高，同时伸缩翼前缘总吸热量有明显的降低。     

基于CFD方法的典型防空导弹气动反设计研究

建立了基于计算流体动力学(CFD)的防空导弹气动反设计方法,对世界几种典型防空导弹气动外形进行了反设计研究,计算了气动特性参数,进一步通过综合对比,剖析了气动布局以及气动外形的主要特点,最后给出了总结和启示,可作为工程设计的有益参考。     

基于优化加点Kriging模型的助推火箭残骸安全区预示方法

建立火箭及其分离残骸弹道计算动力学模型，并采用四元数方法对姿态角解算进行处理。提出基于优化加点Kriging模型的安全区预示方法，结合Monte Carlo和Kriging代理模型的特点，给出安全区预示流程。以某型助推火箭残骸安全区计算为例，对提出的安全区预示方法进行仿真验证。仿真结果表明：提出的基于优化加点Kriging模型安全区预示方法与Monte Carlo方法相比，在不损失计算精度的前提下，具有更高的计算效率，满足快速迭代的工程需求，相比传统极限偏差叠加方法，可显著降低安全区覆盖面积，具有较强的工程应用价值。     

序列近似优化方法及其在火箭外形快速设计中的应用

针对序列近似优化方法在代理模型构造与采样策略等方面的不足,基于采样点局部密度,引入与局部密度成反比的样本点影响体积概念,通过优化总影响体积确定径向基函数最优核宽度,满足序列近似优化过程不同规模、非均匀样本条件下的函数近似需要;建立潜在可行域最大距离加点准则,并与潜在最优加点准则结合平衡算法的探索能力与开发能力;建立三步收敛判定准则;构建改进序列近似优化的算法流程。对于Golinski减速器的优化设计问题,算法在目标函数调用42次后便搜索到全局最优解,体现了其良好的全局寻优能力与搜索效率。以"天航二号"火箭为例,建立其外形优化问题数学模型,所提优化方法在调用原始计算模型165次之后便搜索到全局最优解,大大提高了设计效率,同时飞行试验也表明设计结果满足要求。     

高超声速变形飞行器翼面变形模式分析

为提高高超声速翼身组合式飞行器的射程,研究了采用不同翼面变形模式时,飞行器在马赫数3~8内的气动特性和翼面效率。针对典型的轴对称翼身组合式外形,采用Navier-Stokes方程进行数值模拟,对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形在超声速及高超声速来流条件下进行模拟,并对升阻比、翼面单位面积升阻比和操稳特性进行分析。结果表明:在超声速及高超声速范围内,变后掠变形模式在宽速域内升阻比提高明显,同时具备优良的翼面效率及操稳特性,其在马赫数3~8范围内具有最优的综合性能。研究成果能对高超声速翼身组合式变形飞行器布局设计提供参考,具有一定的指导意义。     

基于动网格的翼型设计优化

针对传统基于代理模型的翼型优化的缺陷,提出采用基于动网格的翼型优化;针对基本Hicks-Henne方法后缘不光滑情况进行了改进;采用自编程序实现动网格生成,通过集成商业软件Pointwise和CFD计算软件Fluent完成边界条件生成和流场解算,并实现上述程序和软件间的数据交互和自动化,整个优化流程在iSIGHT平台下执行,优化算例表明基于动网格的翼型优化方法能大幅提高翼型性能,节省大量的重复性操作,增加优化结果的鲁棒性和可信度,是翼型优化中的一种有效方法。     

优化多星协同观测的改进广义模式搜索算法

多星协同观测可以最大化卫星的整体效能,如何对多星进行部署是一个设计空间大、设计变量多的优化问题.对此,提出了基于Kriging模型的改进广义模式搜索算法.在算法的搜索步,通过代理模型最优和最大期望提高在当前网格内进行选点,避免选择的盲目性;在筛选步,利用代理模型预测筛选集中各点提高的比例并排序,减少不必要的仿真分析.最后,采用该算法对多星部署方案进行优化,通过对比发现,算法性能优于STK-Analyzer,证明了算法的可行性和有效性.