考慮短艙安裝參數(shù)的全機(jī)氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)

許丹陽(yáng),白俊強(qiáng),雷銳午

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,710072,西安)

近年來(lái),高性能計(jì)算機(jī)硬件平臺(tái)發(fā)展突飛猛進(jìn),基于雷諾平均Navier-Stokes方程的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法在飛行器外形設(shè)計(jì)領(lǐng)域得到越來(lái)越廣泛的應(yīng)用[1-3]。

寬體客機(jī)作為當(dāng)前民航市場(chǎng)上的最新一代客機(jī),巡航馬赫數(shù)達(dá)到0.85,處于典型的跨聲速非線性區(qū)間?？蜋C(jī)機(jī)翼外形的微小改變往往會(huì)產(chǎn)生較大的氣動(dòng)力變化;同時(shí)全機(jī)多部件之間的互相干擾,也使得氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)工程師無(wú)法進(jìn)行精確定量的外形設(shè)計(jì)。為了能夠合理地對(duì)設(shè)計(jì)空間進(jìn)行探索,以得到氣動(dòng)特性較好的構(gòu)型,跨聲速客機(jī)氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題往往需要大規(guī)模設(shè)計(jì)變量[4];同時(shí)也需要考慮多部件之間的耦合來(lái)獲得綜合性能最優(yōu)的氣動(dòng)外形。

國(guó)外大量的研究成果表明,基于伴隨的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法在復(fù)雜大規(guī)模氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題中有較好的應(yīng)用前景。Alonso等基于斯坦福大學(xué)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器(SU2)實(shí)現(xiàn)了旋翼以及全機(jī)構(gòu)型的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)[5];Zingg等采用離散伴隨方程結(jié)合Newton-Krylov隱式求解方法,開(kāi)展了氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)研究取得了顯著的成果,并將該方法拓展到了自然層流翼型設(shè)計(jì)中,實(shí)現(xiàn)了層流翼型的優(yōu)化減阻[6];Martins等利用高可信度多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)(MACH)進(jìn)行了機(jī)翼、翼身組合體以及風(fēng)力機(jī)的優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[7]。

國(guó)內(nèi)也有學(xué)者進(jìn)行了大量的研究工作,其中左英桃等利用離散共軛方法對(duì)DLR-F6機(jī)翼、機(jī)身、短艙、掛架構(gòu)型的機(jī)翼和短艙進(jìn)行了幾何外形參數(shù)化與氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)[8];楊旭東等進(jìn)行了基于黏性伴隨方法和Navier-Stokes方程的跨聲速機(jī)翼氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[9];陳頌等應(yīng)用伴隨方法結(jié)合RANS方程進(jìn)行了民用客機(jī)機(jī)翼、機(jī)身、平尾構(gòu)型的俯仰力矩配平氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)[10];盧娟和朱玉杰分別利用伴隨方法對(duì)葉柵進(jìn)行了熵增優(yōu)化和表面壓力分布反設(shè)計(jì)優(yōu)化,均有效減小了激波和分離強(qiáng)度,驗(yàn)證了伴隨方法在復(fù)雜流動(dòng)中的應(yīng)用前景[11-12]。

本文在國(guó)內(nèi)學(xué)者研究的基礎(chǔ)上,選擇大型客機(jī)短艙下沉量、前伸量、內(nèi)偏角作為短艙安裝參數(shù)變量,針對(duì)全機(jī)構(gòu)型進(jìn)行考慮多部件耦合以及俯仰力矩配平的氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì),研究了短艙安裝參數(shù)變化對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。

1 流場(chǎng)數(shù)值模擬

在進(jìn)行三維氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中,流場(chǎng)求解采用了Navier-Stokes方程作為流場(chǎng)控制方程。

在笛卡爾坐標(biāo)系(x1,x2,x3)下,定義速度分量為(u1,u2,u3),采用求和約定慣例,不計(jì)熱源的三維Navier-Stokes方程守恒形式為

(1)

式中:W是守恒變矢量,Fi為無(wú)黏矢通量,Fvi為黏性矢通量,具體表達(dá)式如下

(2)

求解Navier-Stokes方程采用自行研制的求解程序[13],其空間離散采用二階中心差分格式的有限體積法,采用LU-SGS方法進(jìn)行隱式求解,湍流模型為S-A(Spalart-Allmaras)模型。在求解過(guò)程中采用了當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)、多重網(wǎng)格、殘值光順等手段加速流場(chǎng)收斂,程序求解精度參考文獻(xiàn)[13]。

2 離散伴隨方程法

對(duì)于氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題,一般可以通過(guò)對(duì)計(jì)算網(wǎng)格上的流場(chǎng)變量進(jìn)行數(shù)值積分,將目標(biāo)函數(shù),例如升力、阻力、力矩表示為如下形式

I=I(W(x),G(x))

(3)

式中:x為每一個(gè)優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題所采用的設(shè)計(jì)變量,取決于所選取的參數(shù)化方法;G為所有網(wǎng)格點(diǎn)坐標(biāo)構(gòu)成的向量。對(duì)于一組給定的設(shè)計(jì)變量x,通過(guò)參數(shù)化方法可以得到氣動(dòng)外形對(duì)應(yīng)的表面網(wǎng)格,然后在表面網(wǎng)格的基礎(chǔ)上結(jié)合動(dòng)網(wǎng)格方法可以得到空間網(wǎng)格G(x),在其基礎(chǔ)上進(jìn)行流場(chǎng)求解可以得到流場(chǎng)解向量W(x),最后對(duì)每個(gè)網(wǎng)格上的流場(chǎng)解積分可以得到目標(biāo)函數(shù)I。

當(dāng)對(duì)流場(chǎng)控制方程式(1)進(jìn)行定常流場(chǎng)求解時(shí),其收斂的流場(chǎng)解殘差可以寫(xiě)為

R(W(x),G(x))=0

(4)

將式(3)(4)分別對(duì)x求全導(dǎo)數(shù),可以得到

(5)

(6)

為了獲得目標(biāo)函數(shù)對(duì)于設(shè)計(jì)變量的導(dǎo)數(shù),需要對(duì)式(5)進(jìn)行求解。當(dāng)設(shè)計(jì)變量較多時(shí),為了獲得式(5)中dW/dx項(xiàng),需要針對(duì)每個(gè)設(shè)計(jì)變量x進(jìn)行流場(chǎng)擾動(dòng)求解。為了節(jié)省計(jì)算量,可以將式(6)作為約束條件引入式(5),消除dW/dx實(shí)現(xiàn)流場(chǎng)計(jì)算次數(shù)與設(shè)計(jì)變量個(gè)數(shù)解耦,得到

(7)

設(shè)Φ為伴隨算子,整理得到

(8)

最終式(7)可寫(xiě)為

(9)

通過(guò)式(8)引入伴隨算子,將大規(guī)模矩陣求逆問(wèn)題轉(zhuǎn)換為大規(guī)模線性方程組求解問(wèn)題。式(7)中?I/?G為目標(biāo)函數(shù)對(duì)空間網(wǎng)格的導(dǎo)數(shù),在收斂流場(chǎng)解的基礎(chǔ)上進(jìn)行網(wǎng)格擾動(dòng)求解;?R/?G為流場(chǎng)殘差對(duì)空間網(wǎng)格的導(dǎo)數(shù),由數(shù)值模擬求解器輸出得到;dG/dx為空間網(wǎng)格對(duì)設(shè)計(jì)變量的導(dǎo)數(shù),通過(guò)鏈?zhǔn)椒▌t分解為dG/dS和dS/dx,其中S為參數(shù)化方法所確定的氣動(dòng)外形表面網(wǎng)格矢量,dG/dS由動(dòng)網(wǎng)格方法插值矩陣得到,dS/dx由參數(shù)化方法得到。因此,能否高效精確獲取目標(biāo)函數(shù)對(duì)于設(shè)計(jì)變量的導(dǎo)數(shù),關(guān)鍵在于大規(guī)模線性方程組式(8)的求解。本文采用開(kāi)源工具箱PETSC中的廣義最小殘量法(GMRES)[14]來(lái)求解伴隨方程組(8)。

3 FFD參數(shù)化方法

考慮短艙安裝參數(shù)以及平尾配平影響的優(yōu)化設(shè)計(jì)需要同時(shí)對(duì)多個(gè)部件進(jìn)行參數(shù)化,然后通過(guò)幾何參數(shù)化方法定義幾何設(shè)計(jì)變量實(shí)現(xiàn)對(duì)幾何外形的擾動(dòng)。多塊拼接自由變形(FFD)參數(shù)化方法通過(guò)參數(shù)化幾何變形量而非幾何外形本身,實(shí)現(xiàn)對(duì)任意外形的參數(shù)化,同時(shí)由于其光滑、連續(xù)、易于求導(dǎo)等特點(diǎn),在基于梯度的氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題中應(yīng)用較為廣泛[15],因此本文選取FFD參數(shù)化方法。

FFD參數(shù)化方法通過(guò)下式建立參數(shù)空間與物理空間的映射關(guān)系[15]

(10)

式中:Bil(r)、Bjm(s)和Bkn(t)分別為l、m和n次Bernstein多項(xiàng)式基函數(shù);Ci,j,k為控制框的控制點(diǎn)在物理空間內(nèi)的坐標(biāo);r、s、t為控制框內(nèi)的局部坐標(biāo);D(x,y,z)為初始表面網(wǎng)格點(diǎn)物理坐標(biāo)。

Bil(s)的表達(dá)式如下

(11)

若已知幾何外形在控制框內(nèi)的局部坐標(biāo)和變形后控制點(diǎn)在物理空間的坐標(biāo),就可以通過(guò)下式獲得幾何變形后在物理空間內(nèi)的坐標(biāo)

D′(x,y,z)=

(12)

式中:D′(x,y,z)為變形之后的表面網(wǎng)格點(diǎn)坐標(biāo);ΔCi,j,k為FFD控制點(diǎn)的變形量。

針對(duì)本文研究的全機(jī)構(gòu)型,參數(shù)化控制框如圖1所示,全機(jī)多部件參數(shù)化共采用了43個(gè)FFD控制體,相鄰的控制體采用點(diǎn)對(duì)點(diǎn)對(duì)接形式進(jìn)行拼接,以保證控制體交界面處的幾何變形是連續(xù)的。43個(gè)控制體中3個(gè)控制體完成機(jī)翼的參數(shù)化,一共有462個(gè)控制點(diǎn),可以對(duì)機(jī)翼外形進(jìn)行擾動(dòng),其設(shè)計(jì)變量為這些FFD控制點(diǎn)的Z向位移,坐標(biāo)系如圖1所示。機(jī)翼FFD控制體中控制點(diǎn)分布在沿展向的11個(gè)控制面上,每個(gè)控制面上下沿弦線方向各有21個(gè)控制點(diǎn),分別對(duì)應(yīng)上下表面的外形擾動(dòng)。11個(gè)控制剖面分別繞前緣線扭轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼控制剖面扭轉(zhuǎn)角的變化。由于跨聲速機(jī)翼的壓力分布形態(tài)、激波位置等對(duì)于機(jī)翼前緣外形非常敏感,機(jī)翼前緣的微小變化會(huì)導(dǎo)致氣動(dòng)性能的顯著變化,所以FFD控制點(diǎn)在前緣附近進(jìn)行了適當(dāng)?shù)募用芴幚怼?/p>

圖1 全機(jī)FFD控制點(diǎn)分布

(a)平尾正偏5°表面網(wǎng)格

平尾FFD控制體繞平尾轉(zhuǎn)軸整體旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)平尾的偏轉(zhuǎn),以配平全機(jī)的俯仰力矩。為了保證優(yōu)化過(guò)程中平尾與機(jī)身尾部較好地銜接,在平尾與機(jī)身相交處添加一個(gè)控制體,并且該控制體隨平尾的轉(zhuǎn)動(dòng)而轉(zhuǎn)動(dòng),從而保證平尾與機(jī)身相交面在優(yōu)化過(guò)程中實(shí)現(xiàn)光滑過(guò)渡。圖2給出了通過(guò)平尾控制體旋轉(zhuǎn)得到的平尾偏轉(zhuǎn)構(gòu)型表面網(wǎng)格,表明在優(yōu)化過(guò)程中通過(guò)FFD控制框的整體偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)平尾力矩配平的方案是可行的。

(b)平尾負(fù)偏5°表面網(wǎng)格圖2 平尾偏轉(zhuǎn)正(上)負(fù)(下)5°表面網(wǎng)格

圖3給出了短艙局部坐標(biāo)軸和安裝參數(shù)示意圖。短艙參數(shù)化控制框(圖1中的機(jī)翼下方控制體)整體沿著全機(jī)坐標(biāo)系X方向的前后移動(dòng)或沿Z方向的上下移動(dòng)可以對(duì)短艙前伸量或短艙下沉量進(jìn)行擾動(dòng),如圖3b所示?？刂瓶蚶@著短艙坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)動(dòng)可以對(duì)短艙安裝角進(jìn)行擾動(dòng)。短艙坐標(biāo)系如圖3a所示,繞短艙坐標(biāo)軸Y軸轉(zhuǎn)動(dòng)可以對(duì)短艙內(nèi)偏角進(jìn)行擾動(dòng),如圖3c所示。圖4給出了通過(guò)偏轉(zhuǎn)短艙FFD控制體實(shí)現(xiàn)短艙內(nèi)偏角變化構(gòu)型與初始構(gòu)型的表面網(wǎng)格的對(duì)比,從圖4可以看出,短艙表面網(wǎng)格隨控制框的變化發(fā)生了連續(xù)偏轉(zhuǎn),說(shuō)明本文的參數(shù)化方法能夠?qū)Χ膛摰膬?nèi)偏角實(shí)現(xiàn)參數(shù)化擾動(dòng)。

(a)短艙局部坐標(biāo)系

(b)短艙前伸量和下沉量

(c)短艙內(nèi)偏角圖3 短艙局部坐標(biāo)軸和安裝參數(shù)示意圖

圖4 短艙內(nèi)偏角變化構(gòu)型與初始 構(gòu)型表面網(wǎng)格的對(duì)比

4 優(yōu)化設(shè)計(jì)流程

本文所采用的優(yōu)化設(shè)計(jì)系統(tǒng)主要由多塊拼接自由變形(FFD)參數(shù)化模塊、距離倒數(shù)插值(IDW)動(dòng)網(wǎng)格模塊[16]、RANS方程求解計(jì)算模塊、伴隨方程求解模塊以及序列二次規(guī)劃(SQP)優(yōu)化算法模塊[17]構(gòu)建,優(yōu)化設(shè)計(jì)步驟如下,流程如圖5所示。

圖5 優(yōu)化設(shè)計(jì)流程圖

步驟1優(yōu)化算法產(chǎn)生一組設(shè)計(jì)變量(優(yōu)化開(kāi)始時(shí)產(chǎn)生的設(shè)計(jì)變量為0)傳遞給幾何參數(shù)化模塊,通過(guò)幾何參數(shù)化模塊中的FFD參數(shù)化方法對(duì)需要優(yōu)化的幾何外形進(jìn)行擾動(dòng),產(chǎn)生新的氣動(dòng)外形表面網(wǎng)格。

步驟2動(dòng)網(wǎng)格模塊在新的表面網(wǎng)格基礎(chǔ)上利用IDW網(wǎng)格變形算法對(duì)空間網(wǎng)格進(jìn)行插值,得到新的空間網(wǎng)格用于氣動(dòng)求解器的CFD評(píng)估分析。

步驟3氣動(dòng)求解器對(duì)新的空間網(wǎng)格進(jìn)行流場(chǎng)分析之后,得到每個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)上的流場(chǎng)解以及所需要的氣動(dòng)力和力矩特性。

步驟4伴隨方程求解模塊在收斂的流場(chǎng)解基礎(chǔ)上進(jìn)行伴隨方程的構(gòu)造,利用PETSC中的GMRES算法進(jìn)行伴隨方程的求解,然后通過(guò)式(9)獲得目標(biāo)函數(shù)對(duì)于設(shè)計(jì)變量的導(dǎo)數(shù)。

步驟5將氣動(dòng)目標(biāo)函數(shù)和設(shè)計(jì)變量導(dǎo)數(shù)傳遞給優(yōu)化算法,如果優(yōu)化收斂,則停止優(yōu)化,輸出優(yōu)化結(jié)果,否則跳轉(zhuǎn)至步驟1重復(fù)執(zhí)行。

5 全機(jī)氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)

5.1 初始構(gòu)型幾何

采用的全機(jī)構(gòu)型(baseline)如圖6所示,俯抑力矩參考點(diǎn)位于機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)(MAC)25%的位置,反映了飛機(jī)重心相對(duì)于全機(jī)的位置,坐標(biāo)為(30.0,0.0,0.0) m。全機(jī)半模參考面積為197 m2,平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為8.2 m,機(jī)翼前緣后掠角為34.5°,半展長(zhǎng)為30 m。寬體客機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)巡航馬赫數(shù)為0.85,升力系數(shù)為0.48,基于平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的飛行雷諾數(shù)為4.9×107。

圖6 全機(jī)構(gòu)型初始外形

5.2 不考慮短艙位置變化的優(yōu)化設(shè)計(jì)

首先針對(duì)寬體客機(jī)全機(jī)構(gòu)型進(jìn)行考慮俯仰力矩配平的減阻優(yōu)化設(shè)計(jì),并將該優(yōu)化算例命名為優(yōu)化算例1,其優(yōu)化模型見(jiàn)表1。

優(yōu)化算例1經(jīng)過(guò)30輪迭代阻力系數(shù)幾乎不再減小,經(jīng)過(guò)48輪迭代達(dá)到優(yōu)化算法收斂條件,優(yōu)化停止,結(jié)果如圖7所示。優(yōu)化算例1與初始構(gòu)型俯仰力矩配平結(jié)果的力系數(shù)對(duì)比見(jiàn)表2。經(jīng)過(guò)優(yōu)化之后,阻力系數(shù)從初始的0.034 332下降至0.033 091,阻力減小3.61%,并且優(yōu)化最終構(gòu)型實(shí)現(xiàn)了縱向俯仰力矩的配平。迎角從初始的1.866°增加到了2.000°(迎角設(shè)計(jì)變量的邊界)。圖8給出了優(yōu)化算例1與初始構(gòu)型兩者的表面壓力分布的對(duì)比,初始構(gòu)型機(jī)翼上翼面的等壓線呈現(xiàn)匯聚、擠壓的形態(tài),表明激波較強(qiáng);經(jīng)過(guò)優(yōu)化后,等壓線趨于平行分布,表明通過(guò)優(yōu)化消除了激波。

表1 優(yōu)化算例1

表2 初始構(gòu)型和有無(wú)短艙設(shè)計(jì)變量?jī)?yōu)化結(jié)果對(duì)比

圖7 優(yōu)化算例阻力系數(shù)收斂情況

圖8 優(yōu)化算例1與初始構(gòu)型的表面壓力分布的對(duì)比

5.3 考慮短艙位置變化的單點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)

在優(yōu)化算例1的基礎(chǔ)上增加短艙安裝位置作為設(shè)計(jì)變量,將該優(yōu)化算例命名為優(yōu)化算例2,短艙的設(shè)計(jì)變量為下沉量、前伸量以及內(nèi)偏角。優(yōu)化模型見(jiàn)表3。

表3 優(yōu)化算例2

優(yōu)化算例2經(jīng)過(guò)42輪迭代阻力系數(shù)幾乎不再變化,經(jīng)過(guò)57輪迭代達(dá)到優(yōu)化算法收斂條件,優(yōu)化停止,如圖7所示。由于設(shè)計(jì)變量增加,設(shè)計(jì)空間維度提高,尋優(yōu)難度增加,與優(yōu)化算例1相比,優(yōu)化算例2收斂需要更多的迭代計(jì)算。從表2的優(yōu)化結(jié)果可以看出,經(jīng)過(guò)優(yōu)化之后,阻力系數(shù)從初始的0.034 332下降至0.330 20,阻力減小3.82%,迎角從初始的1.866°增加到了2.000°(迎角設(shè)計(jì)變量的邊界)。與優(yōu)化算例1相比,優(yōu)化算例2的阻力系數(shù)進(jìn)一步減小0.000 07,在實(shí)際工程應(yīng)用中,大型民機(jī)阻力系數(shù)每下降0.000 1,載質(zhì)量可增加7.56%[18]。根據(jù)文獻(xiàn)[19],在民用客機(jī)標(biāo)模(CRM)多學(xué)科分析中,減小0.000 1的阻力系數(shù),相當(dāng)于結(jié)構(gòu)質(zhì)量減小842 kg,這說(shuō)明考慮短艙安裝參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果具備一定的實(shí)際工程意義。圖9給出了優(yōu)化算例2與初始構(gòu)型兩者的表面壓力分布的對(duì)比,與優(yōu)化算例1類似,經(jīng)過(guò)優(yōu)化之后減弱了機(jī)翼上翼面的激波。

圖9 優(yōu)化算例2與初始構(gòu)型的 表面壓力分布對(duì)比

短艙設(shè)計(jì)變量變化為內(nèi)偏角增加0.201 5°,前伸量減小0.210 8 m,下沉量減小0.2 m。全機(jī)展向升力系數(shù)分布的對(duì)比如圖10所示,可以看出,經(jīng)過(guò)優(yōu)化之后,機(jī)身所在區(qū)間載荷均比初始構(gòu)型高,主要是通過(guò)優(yōu)化使得機(jī)身迎角增加,增加了機(jī)身載荷,在全機(jī)升力系數(shù)一定的情況下,減小機(jī)翼所承擔(dān)的載荷,減小激波阻力,更容易得到無(wú)激波的設(shè)計(jì)。通過(guò)扭轉(zhuǎn)角和機(jī)翼幾何型面的變化來(lái)改變機(jī)翼的載荷,降低內(nèi)翼段載荷,增加外翼段載荷,進(jìn)一步減小誘導(dǎo)阻力。

圖10 兩個(gè)優(yōu)化算例與初始構(gòu)型的展向單位化 升力系數(shù)分布對(duì)比

(a)10.5%半展長(zhǎng)(A剖面)(b)16.8%半展長(zhǎng)(B剖面)(c)29.5%半展長(zhǎng)(C剖面)

(d)34.1%半展長(zhǎng)(D剖面)(e)49.2%半展長(zhǎng)(E剖面)(f)90.8%半展長(zhǎng)(F剖面)圖11 兩個(gè)優(yōu)化算例與初始構(gòu)型的剖面壓力系數(shù)對(duì)比

對(duì)比優(yōu)化算例1和優(yōu)化算例2可以看出,短艙內(nèi)偏角增加會(huì)減小機(jī)翼內(nèi)翼段載荷,增加外翼段載荷,有利于減小誘導(dǎo)阻力。兩個(gè)優(yōu)化算例與初始構(gòu)型在機(jī)翼不同位置的剖面壓力系數(shù)的對(duì)比如圖11所示。可以看出,通過(guò)調(diào)整短艙安裝參數(shù),減小前伸量和下沉量,降低了機(jī)翼剖面上翼面壓力分布的頭部負(fù)壓峰值,并使得短艙所在處機(jī)翼剖面的下翼面壓力分布更加光滑,如圖11c所示。上翼面壓力分布頭部負(fù)壓峰值的降低,減小了當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)速度,避免了由于流動(dòng)急劇加速導(dǎo)致的激波阻力增加;下翼面壓力峰值的降低帶來(lái)了額外的升力增量(等效于壓力分布包圍的面積)。優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果綜合論證了優(yōu)化算例2具有減小機(jī)翼短艙相互干擾的效果。

6 結(jié) 論

利用基于RANS方程的伴隨方法結(jié)合多塊拼接(FFD)參數(shù)化方法、IDW動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)、序列二次規(guī)劃(SQP)算法建立了大規(guī)模高可信度的氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)系統(tǒng),并將該系統(tǒng)應(yīng)用于全機(jī)構(gòu)型多部件耦合的氣功外形優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題中。

(1)采用多塊FFD參數(shù)化技術(shù)實(shí)現(xiàn)全機(jī)構(gòu)型多部件參數(shù)化,在對(duì)機(jī)翼外形擾動(dòng)的基礎(chǔ)上,利用短艙控制體的整體平移和偏轉(zhuǎn)可以實(shí)現(xiàn)短艙安裝位置的變化,增加全機(jī)設(shè)計(jì)自由度。

(2)通過(guò)全機(jī)構(gòu)型單點(diǎn)平尾配平優(yōu)化設(shè)計(jì),改善了全機(jī)構(gòu)型設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)特性,取得了3.61%的減阻效果,并且獲得了無(wú)激波的壓力分布形態(tài),說(shuō)明本文的設(shè)計(jì)方法和優(yōu)化系統(tǒng)的有效性。

(3)考慮短艙安裝參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)可以降低短艙和機(jī)翼之間的干擾,使得短艙附近機(jī)翼剖面壓力分布的頭部負(fù)壓峰值降低并使得短艙所在處機(jī)翼剖面的下翼面壓力分布更加光滑,獲得了3.82%的減阻量。