基于并行EGO算法的激波控制鼓包减阻优化

建立了并行EGO全局优化算法框架,并将其应用于二维和三维激波控制鼓包减阻优化设计当中。EGO全局优化算法是一类基于克里金(Kriging)代理模型的全局优化算法,具有自动平衡全局搜索与局部搜索的优点,适合于处理具有少量设计参数但是函数计算耗时很长的优化问题,例如基于计算流体力学的气动优化设计。为考察并行EGO全局优化算法的效率,选用了4个解析优化算例以及二维和三维激波控制鼓包减阻优化问题对克里金信任法、常数取代法以及罚点法等3种启发式并行策略进行了比较。数值实验表明,并行EGO全局优化算法每次取点个数可多达16个之多,加速将近16倍,其中在3种并行策略中又以罚点法效率最高,因而在计算耗时很长的气动外形优化问题当中具有很大的应用前景。

跨音速机翼采用鼓包主动减阻技术研究

对二维、三维鼓包进行激波控制减阻,并在大型客机的机翼上进行了对比研究。在研究鼓包减阻的机理时,采用了超临界翼型,鼓包的几何形状及鼓包位置的优化也进行了研究。研究结果表明,鼓包位置、形状及串列式分布对机翼的减阻影响较大。最后把得到的研究结果应用到大型飞机的激波减阻上,结果表明,该方法能较大程度地减小激波阻力,进而提高飞机的升阻比,提高飞机的气动效率。

考虑鲁棒性的超临界翼型激波控制鼓包减阻研究

本文主要采用CFD方法研究超临界翼型的激波控制鼓包减阻技术,分析了鼓包形状参数对减阻效果和鲁棒性的影响规律.计算结果显示,鼓包的减阻效果受位置影响较大,当鼓包最高点与干净翼型的激波位置相同时减阻效果较好,鼓包高度过高对减阻效果不利,而较长的鼓包可在更大的高度范围内实现减阻.鼓包还可以通过弱化激波,抑制附面层分离,延缓超临界翼型抖振现象的发生.计算结果显示,鼓包减阻技术整体而言工作范围较窄.但经过设计,较长且较低的鼓包可以在较大的升力范围内具有减阻效果,并且减阻效果对形状变化及雷诺数变化不敏感,还能有效提高阻力发散马赫数,鲁棒性要明显优于较短较高的鼓包,具有工程应用的潜力.

激波控制鼓包对跨声速抖振影响的数值研究

在跨声速飞行时,激波控制鼓包不仅能够减弱机翼上表面的激波强度从而降低波阻,对跨声速抖振也有一定的改善作用。通过URANS方法数值模拟来探究二维激波控制鼓包对OAT15A超临界翼型跨声速抖振性能的影响规律,并研究以巡航设计点减阻与抖振状态减振2种目标设计的鼓包的区别。以巡航设计点减阻优化设计出的鼓包,在抖振条件下,能够推迟了翼型上表面的压力恢复,减弱了激波与边界层的相互干扰作用,达到减弱抖振幅度的效果,然而不能对抖振实现完全抑制。通过改变鼓包相对位置、高度和长度计算得到鼓包参数对抖振的影响规律,分析典型流场得到鼓包抑制抖振现象的工作机理是:鼓包减弱了激波强度的同时,阻碍了鼓包尾部边界层向上游移动与激波相互干扰,从而稳定了激波抖振现象。另外,基于巡航设计点减阻设计的2个鼓包相对参考位置距离分别为0.04c和0.10c(c为翼型弦长),与同等高度鼓包在抖振状态完全抑制抖振且不降低升力的位置范围的[-0.01,0.02]c和[0.01,0.08]c不同,二者位置最小相差0.02c,而鼓包这段距离差异对巡航特性和抖振性能都有着重要影响作用。总而言之,以巡航设计点减阻与抖振状态减振2种目标设计得到鼓包位置上存在偏差,工程设计中应当综合考虑在二者中做出权衡取舍,才能设计出综合性能更好的激波控制鼓包来提升翼型的跨声速性能。

SMA鼓包迟滞建模与控制策略

激波控制鼓包SCB是一种减小激波阻力的流动控制技术。为了解决固定挠度鼓包工作范围较窄的问题,提出了一种具有双向记忆效应的形状记忆合金SMA鼓包,通过控制SMA鼓包的温度来改变其挠度。SMA鼓包最大可回复位移为6.1mm,为鼓包变形区域的2.65%。针对迟滞现象对鼓包挠度控制的影响,基于(Krasnosel′skii-Pokrovskii,KP)模型对SMA鼓包的温度/挠度迟滞特性进行了建模研究。采用粒子群算法来辨识模型参数,辨识得到的迟滞模型最大误差为0.107mm。设计了2种基于KP模型的PID控制方案,一种为无迟滞补偿的单目标PID控制,一种为迟滞逆模型前馈补偿的双目标PID控制。仿真与实验结果表明,迟滞逆模型前馈补偿的双目标PID控制时域性能优于无迟滞补偿的单目标PID控制。

自适应鼓包气动构型优化与结构概念设计

超临界翼型在来流速度超过临界马赫速时会出现激波,导致激波阻力迅速增加,为了减小不同飞行条件下的波阻,本文对激波控制鼓包进行了研究。通过集成NURBS曲线建模和CFD仿真模块搭建了鼓包仿真优化平台,对不同流场状态下的鼓包构型优化。以RAE2822翼型为例进行计算,结果表明在非设计状态下,优化得到的鼓包构型可以大幅度降低翼型激波阻力,提高非设计点的气动效率。为了克服单点优化鼓包减阻有效范围小的问题,提出了一种基于形状记忆合金的二维自适应鼓包设计概念.自适应鼓包能够根据温度调节自身构型,对不同流场状态下的激波进行控制。

TRANSONIC DRAG REDUCTION ON SUPERCRITICAL WING SECTION USING SHOCK CONTROL BUMPS

Two-dimensional and three-dimensional shock control contour bumps are designed for a supercritical wing section with the aim of transonic wave drag reduction. The supercritical airfoil （NASA SC （02）-0714） is selected considering the fact that most modern jet transport aircrafts that operate in the transonic flow regime （cruise at transonic speeds） employ supercritical airfoil sections. Here it is to be noted that a decrease in the transonic wave drag without loss in lift would result in an increased lift to drag ratio, which is a key range parameter that can potentially increase both the range and endurance of the aircraft. The major geometric bump parameters such as length, height and span are altered for both the two-dimensional and three-dimensional bumps in order to obtain the optimum location and shape of the bump. Once an optimum standalone three-dimensional bump is acquired, an array of bumps is manually placed spanwise of an unswept supercritical wing and analyzed under fully turbulent flow conditions. Different configurations are tested with varying three-dimensional bump spacing in order to determine the contribution of bump spacing on overall performance. The results show a 14% drag reduction and a consequent 16% lift to drag ratio rise at the design Mach number for the optimum arrangement of bumps along the wing span.

主动柔性后缘气动特性优化

为提高超临界翼型不同飞行条件下的气动性能,提出了一种能够连续变弯度的自适应机翼后缘设计概念:主动柔性后缘(Active Compliant Trailing Edge,ACTE)。ACTE采用了分布式柔顺机构设计概念,利用高强度玻璃纤维层合板作为蒙皮,既能满足结构承载要求,又能实现后缘弯度连续变化。仿真结果表明,通过改变后缘的偏转模式可以优化不同飞行状态下翼型的气动特性。在速度小于阻力发散马赫数时(Ma=0.6),应用主动柔性后缘,最大升阻比提高了7.96%,大幅改善了高升力系数下的气动性能。在阻力发散马赫数附近(Ma=0.73),由于波阻的增加,主动柔性后缘效率降低。为减小波阻,利用自适应激波控制鼓包(Adaptive Shock Control Bump, ASCB)对激波进行控制,改善翼型高亚音速气动特性,最大升阻比提高约10%。