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1、超声速翼型的气动特性优化研究综述 陈国勇2016 2 23 2020 4 25 1 超声速流动 超声速流动 流场中所有各点的流速都大于当地声速的流动 超声速流动中一般要出现激波 超声速流动有内流和外流之分 超声速风洞和火箭发动机喷管中的超声速流动属于超声速内流 工业上喷气纺纱和粉末冶金等技术中所利用的超声速射流也属于超声速内流 超声速飞机和导弹周围的流动则属超声速外流 通常超声速外流是指整个流场或流场中绝大部分地区都是超声速流动的情形 在飞行马赫数比1大很多时 会出现一些特殊的流动现象 属于高超声速流动的范围 一般超声速流动的马赫数在1 5 5 0之间 定常超声速流动的一个重要特征是 流场中任
2、何扰动的影响范围都是有界的 任何扰动都表现为波的形式 当超声速气流发生膨胀或依次受到一系列微弱压缩时 扰动的始末界限都是马赫线 见普朗特 迈耶尔流动 图1是超声速气流流过菱形翼型时的流动情况 2020 4 25 2 超声速翼型 目前 在空气动力学中 翼型通常理解为二维机翼 即剖面形状不变的无限翼展机翼 飞行器以超声速运动时 经受到一种低速或亚声速运动时所没有的阻力 波阻 在小扰动理论的前提下 可以用动量变化的关系来说明波阻的产生 线性化理论表明 波阻系数正比于物体相对厚度的平方 所以超声速飞行器的外形要尽量细长 翼型的相对厚度要尽量小 合乎这些原则的飞行器 在小攻角下作超声速飞行时 其升力和波
3、阻等气动力参量可用线性理论计算得到 以超声速飞行的飞行器 为了减小波阻常采用尖前缘的对称翼型 常见的翼型有菱形 六面形和由上下两圆弧组成的双凸翼型 由于飞机要在低速到高速的整个范围内使用 翼型的选用必须兼顾高 低速特性 而且采用后掠可使超声速飞机的机翼保持亚声速前缘 所以大多数超声速飞机仍采用小钝头的亚声速翼型 而超声速导弹主要用作超声速飞行 因此弹翼多采用超声速翼型 随着航空科学的发展 世界各主要航空发达的国家建立了各种翼型系列 美国有NACA系列 德国有DVL系列 英国有RAF系列 苏联有 系列等 这些翼型的资料包括几何特性和气动特性 可供气动设计人员选取合适的翼型 2020 4 25 3
4、 主要从国内的研究进展进行初步提炼整理和分析评价 主要从近5年的研究进展进行初步提炼整理和分析评价 重点选取其中具有典型研究方向的几篇文献进行探讨 2020 4 25 4 主要参考文献 1 曹长强 蔡晋生 段焰辉 超声速翼型气动优化设计 J 航空学报 2015 12 3774 3784 2 朱继锋 李栋 超音速翼型激波边界层干扰的数值模拟 J 科学技术与工程 2007 11 2727 2730 2744 3 孙乐园 超音速翼型气动特性研究 J 科技创新导报 2013 28 12 13 4 华如豪 叶正寅 基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究 J 应用力学学报 2012 05 5
5、35 540 627 5 李沛峰 张彬乾 陈迎春 陈真利 减小翼型激波阻力的鼓包流动控制技术 J 航空学报 2011 06 971 977 6 高彦峰 刘志帆 王晓宏 可变形翼型超声速非定常气动力的研究 J 空气动力学学报 2014 01 69 76 7 李占科 张翔宇 冯晓强 张旭 超声速双层翼翼型的阻力特性研究 J 应用力学学报 2014 04 483 488 1 2020 4 25 5 主要参考文献 8 关晓辉 宋笔锋 李占科 超声速翼身组合体激波阻力优化的EFCE算法 J 航空学报 2013 05 1036 1045 9 耿云飞 闫超 曲形槽道ABLE概念在超声速翼型减阻中的应用 J
6、空气动力学学报 2010 01 70 75 10 李占科 张旭 冯晓强 关晓辉 双向飞翼超声速客机激波阻力和声爆研究 J 西北工业大学学报 2014 04 517 522 11 王超 高正红 小展弦比薄机翼精细化气动优化设计研究 J 中国科学 技术科学 2015 06 643 653 12 张方 王和平 张冬云 斜置飞翼大型超音速客机气动设计研究 J 科学技术与工程 2009 10 2663 2668 13 齐玉文 高超声速弹箭尾翼 弹翼 的气动力与气动热研究 D 南京理工大学 2008 14 赵海 超声速 高超声速流中二元机翼的颤振与极限环 D 哈尔滨工业大学 2009 15 赵娜 超声速流
7、中机翼及壁板非线性颤振的主动控制方法研究 D 哈尔滨工业大学 2014 16 冯军楠 超音速流中机翼的气动热弹性分析与控制 D 南京航空航天大学 2014 2020 4 25 6 主要参考文献 17 钮耀斌 高超声速飞行器尾翼热颤振初步研究 D 国防科学技术大学 2009 18 王乐 王毅 南宫自军 活塞理论及其改进方法在超声速翼面颤振分析中的应用 J 导弹与航天运载技术 2011 04 13 17 19 王璐 王玉惠 吴庆宪 姜长生 高超声速机翼颤振的LQR主动控制系统设计 J 噪声与振动控制 2013 02 44 48 20 高扬 基于多场耦合方法的高超声速翼面气动热弹性分析 D 南京航空
8、航天大学 2012 21 丁千 陈予恕 机翼颤振的非线性动力学和控制研究 J 科技导报 2009 02 53 61 22 赵娜 曹登庆 龙钢 ACTIVECONTROLOFAEROELASTICFLUTTERFORANONLINEARAIRFOILWITHFLAP A 中国振动工程学会 中国力学学会 第十三届全国非线性振动暨第十届全国非线性动力学和运动稳定性学术会议摘要集 C 中国振动工程学会 中国力学学会 2011 17 23 Hu lunGUO Yu shuCHEN Dynamicanalysisoftwo degree of freedomairfoilwithfreeplayandcu
9、bicnonlinearitiesinsupersonicflow J AppliedMathematicsandMechanics EnglishEdition 2012 01 1 14 24 KaipengSun YonghuiZhao HaiyanHu Experimentalmodalanalysisandfiniteelementmodelupdatingofathermo elasticbeamsubjecttounsteadyheating A ChineseSocietyofTheoreticalandAppliedMechanics Proceedingsofthe4thIn
10、ternationalConferenceonDynamics VibrationandControl ICDVC 2014 C ChineseSocietyofTheoreticalandAppliedMechanics 2014 1 2020 4 25 7 超声速翼型气动优化设计 作者 曹长强 蔡晋生 段焰辉 相对厚度3 5 多边形翼型遗传算法 气动力快速工程算法 既能满足一定的准确性 又能提高计算效率 相对厚度4 0 双圆弧翼型第1步 基于B样条的类别形状函数变换 小波分解 本征正交分解代理模型 降低计算工作量 第2步 基于NS方程的最速下降法 修正误差 优化近似四边形 2020 4 2
11、5 8 超声速翼型气动特性分析 几何外形对气动特性的影响选取 种超声速翼型 相对厚度均为 最大厚度位置位于翼型弦长的 处 翼型几何外形如图 所示 图中 为翼型的无量纲 坐标 为翼型的无量纲 坐标 为翼型弦长 计算状态为马赫数 高度 迎角 2020 4 25 9 比较三角形翼型和双圆弧翼型 二者上翼面前缘切角均大于迎角且基本相同 产生大小相当的激波 但随着双圆弧翼型表面气流的不断膨胀 压强逐渐降低 相应上翼面整体压强较低 双圆弧翼型下翼面前缘激波强于三角形翼型 波后压强较高 因此双圆弧翼型阻力大 但升力更大 相应升阻比大于三角形翼型 比较三角形翼型和菱形翼型 菱形翼型上翼面前缘是膨胀波 整体压强
12、低 下翼面前缘激波强于三角形翼型 整体压强高 因此菱形翼型升力更大 而二者阻力相当 相应的菱形翼型的升阻比更大 比较菱形翼型和双圆弧翼型 菱形翼型上下翼面整体压强均低于双圆弧翼型 同时上游压强较低 因此二者升力相当 但菱形翼型阻力更小 导致升阻比更大 2020 4 25 10 相对厚度对气动特性的影响 数值模拟条件同 节 从图 中还可以看出 在相对厚度为 时 阻力系数随相对厚度变化加快 接下来分别将相对厚度 和 作为几何约束对翼型进行优化设计 2020 4 25 11 多边形翼型优化设计 为了加入黏性影响并提高计算效率 多边形翼型采用快速工程算法计算流场 无黏气动力计算迎风面采用切楔法 背风面
13、采用 方法 黏性力计算采用基于面元法的 方法 由于多边形翼型都是由线段连接这一特殊性质 因此可以有效地使用快速工程算法 文献 将此工程算法分别与 结果和实验结果进行了比较 无黏气动力计算结果精度很高 圆锥黏性力计算结果平均误差在 左右 将此快速工程算法和遗传算法相结合而构建的多边形翼型优化设计系统 既能满足一定的准确性 又能很好地解决计算效率的问题 2020 4 25 12 分别以超声速巡航状态下的升阻比最大和阻力最小为优化设计目标 以相对厚度不能低于 为几何约束 优化计算状态分别为 马赫数 高度大气参数 高度大气参数 高度大气参数 高度大气参数 计算时迎角 均取 优化目标函数表示为 式中 为
14、目标函数 即升阻比 为相对厚度 上多边形翼型优化结果 2020 4 25 13 多边形翼型优化结果选取 两种计算状态对第 种翼型分别进行最大升阻比和最小阻力优化设计 气动力优化结果如表 所示 图 给出了马赫数为 和 时多边形翼型优化设计结果 从图中可以看出在迎角为 以最大升阻比为优化设计目标时 优化结果近似为上下对称的四边形 下翼面略厚 最大厚度点在弦长的 之间 前缘稍有内凹 当以最小阻力为优化设计目标时 下翼面变薄 上翼面变厚 且马赫数提高时更明显 2020 4 25 14 不同迎角下翼型气动优化结果取 对应的优化设计状态 研究不同迎角对多边形翼型气动优化结果的影响 迎角分别取 图 给出了多
15、边形翼型的优化设计结果 从图中可以看出 随迎角增大 翼型优化的趋势是下翼面变薄 上翼面变厚 可以预见继续增大迎角 在不分离与失速的情况下下翼面会趋于平坦 表 给出了相应的气动力结果 由表可知 随着迎角增大 升力系数和阻力系数均增大 但最终优化得到翼型的升阻比相差不大 2020 4 25 15 基于GappyPOD的双圆弧翼型优化设计 翼型参数化表达与光顺处理本文参数化方法选用 等提出的类别形状函数变换方法 形状函数采用 样条基函数 定义为 式中 为翼型后缘厚度 和 为所表示的几何外形的类别 详细几何描述参见文献 对于本文的双圆弧翼型 为多项式的系数 即 方法中需要确定的参数 次 样条基函数 为
16、定义在节点向量 上的分段多项式 可以使用 递推定义公式计算 便于编程实现 即 2020 4 25 16 两步优化设计方法对于双圆弧翼型的优化设计 快速工程算法应用较为困难 且计算准确度下降 本文将 代理模型应用于超声速翼型的优化设计 首先根据采样翼型的坐标位置和对应的气动力系数求得 基函数 对于优化过程中得到的新的翼型外形 即可根据坐标信息应用最小二乘方法得到每个 基的权重系数 由此求得对应的新翼型的气动力系数 详细计算细节参见文献 采用两步优化方法 将遗传算法与最速下降法串联结合 在第 步优化中 使用 方法作为流场求解的代理模型 既可以利用遗传算法实现全局寻优 又能克服遗传算法计算量大的问题 第 步优化使用最速下降法 方程求解流场 精细优化使结果达到更优 第 步优化将基于排序的适应度分配方法和优选技术加入到基本遗传算法中 以提高遗传算法的效率 使用线性排序 并采用较大的交叉概率和变异概率 以防止优选技术导致局部最优情况的出现 第 步优化对厚度的限制采用罚函数方法 分别采用外点罚函数和内点罚函数 将目标函数由升阻比最大转化为其倒数最小 外点罚函数表达式和内点罚函数表达式分别为 2020
