發(fā)布時(shí)間：2021-08-26 08:57

　　增升和減阻是民用飛機(jī)設(shè)計(jì)的永恒目標(biāo)。本文對(duì)民用飛機(jī)減阻技術(shù)最新進(jìn)展及未來發(fā)展進(jìn)行綜述,在此基礎(chǔ)上,報(bào)道了計(jì)算所團(tuán)隊(duì)通過數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)及主動(dòng)流動(dòng)控制實(shí)現(xiàn)減阻的研究進(jìn)展。為此,發(fā)展了基于壁面�；鬁u模擬（WMLES）準(zhǔn)確模擬湍流邊界層的先進(jìn)數(shù)值方法,以及利用伴隨方程方法實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)外形快速數(shù)值優(yōu)化的技術(shù)。在具體實(shí)踐中,通過組合基于自由變形（FFD）的幾何參數(shù)化模塊、基于線彈性體法的網(wǎng)格變形模塊,以及基于伴隨方程方法和序列二次規(guī)劃（SQP）的優(yōu)化算法模塊,搭建了面向工程、適于超大規(guī)模變量優(yōu)化設(shè)計(jì)的整機(jī)氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái),在NASACRM模型上實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)變量超過600的大變量、跨聲速氣動(dòng)數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì),在合理的工程約束條件下,有效削弱了機(jī)翼表面激波,總體減阻率達(dá)到2%以上;通過對(duì)湍流平板邊界層外層結(jié)構(gòu)進(jìn)行射流非定�？刂�,在中等雷諾數(shù)Reτ=4700條件下,實(shí)現(xiàn)了5%～6%的當(dāng)?shù)販p阻率。研究證實(shí),數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)和基于外層射流控制的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)將是大型民用飛機(jī)減阻中非常有前景和值得重視的兩種方法。 

【文章來源】：航空科學(xué)技術(shù). 2019,30(09)

【文章頁數(shù)】：8 頁

【部分圖文】：

大型飛機(jī)阻力構(gòu)成及減阻預(yù)期收益Fig.1Conceptoflargeaircraftdragforcesanddragreductionpotentialanalysis

[7]所指出的，針對(duì)大型民用飛機(jī)，要建立工程可實(shí)用的黏性阻力減阻技術(shù)，存在諸多挑戰(zhàn)。主要原因是，大型飛機(jī)所涉及的流動(dòng)大部分都是高雷諾數(shù)流動(dòng)，因而普遍表現(xiàn)出復(fù)雜的湍流流動(dòng)特性。特別是，許多在低雷諾數(shù)條件下能夠保持的流動(dòng)特征，在高雷諾數(shù)條件下很難持久保持（如層流）。這也導(dǎo)致很多在實(shí)驗(yàn)室條件下，基于低雷諾數(shù)發(fā)展的減阻技術(shù)，很難直接推廣應(yīng)用到高雷諾數(shù)條件下。這也正是基于湍流邊界層控制（TurbulenceBoundaryLayerControl,TBLC）的減阻技術(shù)盡管已開展了多年研究，但迄今仍然活躍的重要原因。實(shí)際上，由圖2可以看出，湍流減阻與層流減阻相比具有額外技術(shù)優(yōu)勢[10]。層流減阻主要針對(duì)機(jī)翼、短艙，其在當(dāng)前大型民機(jī)普遍采用高速后掠翼外形的情況下，要長時(shí)間保持理想的大面積層流非常困難；而湍流減阻可針對(duì)幾乎所有表面，并且，由于湍流邊界層幾乎覆蓋機(jī)身全部表面，這部分阻力占比對(duì)整機(jī)貢獻(xiàn)非常大。因此，可以預(yù)見，瞄準(zhǔn)發(fā)展實(shí)用的湍流邊界層控制及減阻技術(shù)將是未來相當(dāng)長時(shí)間民用飛機(jī)減阻技術(shù)研究的重要方面。2基于數(shù)值優(yōu)化的減阻技術(shù)研究2.1數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)基本框架數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)是一種綜合性應(yīng)用技術(shù)。按照一般性的方法框架，它綜合應(yīng)用了幾何參數(shù)化、網(wǎng)格變形、流場求解（CFD）、優(yōu)化算法、設(shè)計(jì)目標(biāo)和約束自動(dòng)處理等多種復(fù)雜技術(shù)，具有自動(dòng)化程度高、多目標(biāo)尋優(yōu)能力強(qiáng)等先天技術(shù)優(yōu)勢，能在很大程度彌補(bǔ)傳統(tǒng)“試—湊”方法的不足[11]。根據(jù)所采用的優(yōu)化算法的不同，主要的數(shù)值優(yōu)化設(shè)計(jì)方法大致可分為兩類：一類是以遺傳算法為代表的非梯度類優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。主要優(yōu)勢是算法流程簡單，易用性好，適用于全局尋優(yōu)，但存在效率不高、迭代次數(shù)多的缺點(diǎn)，尤其計(jì)算量隨設(shè)計(jì)變量個(gè)數(shù)成幾何級(jí)數(shù)增長，很難應(yīng)用到大

ameson教授團(tuán)隊(duì)，以及歐洲的德國宇航院、法宇航等相關(guān)團(tuán)隊(duì)）都建立了相當(dāng)先進(jìn)的氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)體系[11,12]，并逐步推廣到復(fù)雜工程應(yīng)用領(lǐng)域。國內(nèi)近年來也開展了卓有成效的工作，在大型客機(jī)設(shè)計(jì)中發(fā)揮了積極的作用[1]。在某國家級(jí)項(xiàng)目支持下，作者所在團(tuán)隊(duì)通過組合基于自由變形(FreeFormDeformation，F(xiàn)FD)的幾何參數(shù)化模塊、基于線彈性體法的網(wǎng)格變形模塊，以及基于伴隨方程方法和SQP的優(yōu)化算法模塊，在自主可控CFD軟件基礎(chǔ)上，搭建了面向工程、適于超大規(guī)模變量優(yōu)化設(shè)計(jì)的整機(jī)氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，其基礎(chǔ)框架如圖3所示。主要包括以下模塊：（1）幾何參數(shù)化模塊。幾何參數(shù)化是整個(gè)優(yōu)化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，其目標(biāo)是將優(yōu)化幾何通過一定的函數(shù)關(guān)系映射為一組盡可能描述其全貌的設(shè)計(jì)變量。本文優(yōu)化設(shè)計(jì)框架下，采用基于FFD的參數(shù)化方法。FFD參數(shù)化方法以伯恩斯坦多項(xiàng)式或B樣條作為基函數(shù)，可以保證復(fù)原的外形滿足連續(xù)性、光滑性、保凸性等幾何要求，已日益成為當(dāng)前氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)中普遍采用的一種標(biāo)準(zhǔn)幾何參數(shù)化方法。（2）網(wǎng)格變形模塊。網(wǎng)格變形是優(yōu)化設(shè)計(jì)過程的重要支撐，其目標(biāo)是基于優(yōu)化后的變形幾何自動(dòng)產(chǎn)生CFD計(jì)算所需的計(jì)算網(wǎng)格。本文網(wǎng)格變形采用一種改進(jìn)的線性彈性體法[12]，具有善于處理幾何大變形，且變形后網(wǎng)格品質(zhì)高、魯棒性強(qiáng)的特點(diǎn)。（3）CFD（流場）求解器模塊。流場求解是優(yōu)化設(shè)計(jì)必不可少的重要環(huán)節(jié)，其目標(biāo)是基于變形后的體網(wǎng)格，重新計(jì)算得到新構(gòu)型的氣動(dòng)特性，為進(jìn)一步的幾何構(gòu)型選優(yōu)奠定基矗本文CFD求解器采用內(nèi)部的自研混合網(wǎng)格并行計(jì)算軟件WiseCFD-UG。該軟件是基于格點(diǎn)格式有限體積法和隱式時(shí)間推進(jìn)的通用軟件，具有二階（時(shí)間、空間）精度，可處理包括四面體、六面體、棱柱、金字塔等單元類型在內(nèi)的

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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