高超声速飞行器单壁膨胀喷管的自动优化设计

为了提升高超声速飞行器单壁膨胀喷管的升力和推力,对其进行了优化设计。介绍了超声速流场的分区推进求解技术、流动的时间迭代和超声速流动的空间推进求解方法。对高超声速飞行器的单壁膨胀喷管进行了参数化描述。实现了喷管二维网格的自动生成。借助成熟的单目标和多目标优化软件,对喷管的推力和升力进行了优化。优化后的喷管在推力和升力方面有了大的提高。所采用的超声速流场分区推进求解和空间推进求解技术使得优化过程在单个CPU上能快速完成。

基于遗传算法和空间推进方法的单壁扩张喷管优化设计研究

将单目标遗传算法和多目标遗传算法(包括NSGA-II和NCGA),与高效、高精度的空间推进流场数值模拟方法——SSPNS方法相结合,对二维超燃冲压发动机尾喷管即单壁扩张喷管(SERN)进行了气动优化设计研究。在巡航点(Ma=6.0)讨论了推力系数CT最大单目标模型,推力系数CT最大-升力系数CL最大两目标模型,以及推力系数CT最大-升力系数CL最大-俯仰力矩系数Cm最小三目标模型,分别得到了喷管的最大推力设计和关于多个目标性能的Pareto最优前沿。结果表明,扩张壁初始扩张角θr,i和外罩长度Lc对CT影响较大;较小的Lc和较大的θr,i设计,将降低外罩内表面的负升力作用而使得SERN的CL较大;较长外罩和较小的θr,i,对应Pareto最优设计的CM较小。

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。

三维后体/尾喷管一体化构型优化设计及性能分析

针对高超声速飞行器后体/尾喷管一体化构型,以飞行马赫数6.5,飞行高度25km为设计条件,综合使用二维型线优化和三维关键参数优化,对构型的升/推力性能进行了优化设计.首先基于二维型线,采用三次B样条曲线对上膨胀面型线进行参数化,计算流体动力学(CFD)进行性能评估,序列二次规划(SQP)方法作为优化方法,建立了优化设计流程,在优化迭代中利用局部网格重构技术提高计算效率.在二维优化的基础上设计了三维后体/尾喷管一体化构型,获得了下膨胀面/后体长度比l/L、下膨胀面倾角ω、出口高度/后体长度比H/L及等关键参数对一体化构型升力、推力等性能参数的影响规律.研究发现在此条件下,当l/L=1/6,H/L=0.35,ω=10°时,后体/尾喷管一体化构型的综合性能最优.此外,加装侧板可以有效防止侧向的高压泄露,有助于提升飞行器的升力和推力性能.