馮曉強(qiáng)，李占科，宋筆鋒，桑建華

（西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，陜西 西安 710072）

0 引 言

超聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的聲爆問(wèn)題已成為新一代軍民用超聲速飛機(jī)研制過(guò)程中必須解決的難題。從某種意義上說(shuō)，聲爆問(wèn)題造成的經(jīng)濟(jì)性差導(dǎo)致了“協(xié)和式”超聲速客機(jī)的商業(yè)失敗。降低超聲速客機(jī)的聲爆水平，使其能夠在陸地上空超聲速飛行將會(huì)給超聲速客機(jī)帶來(lái)巨大的潛在市場(chǎng)［1］。

因此，探索聲爆預(yù)測(cè)方法和低聲爆布局設(shè)計(jì)方法已經(jīng)成為新一代超聲速客機(jī)發(fā)展的當(dāng)務(wù)之急。美國(guó)在這一領(lǐng)域已作了較為深入的研究。20世紀(jì)70年代末，Seebass等首次提出了基于線(xiàn)化理論Seebass－George－Darden（SGD）方法來(lái)降低聲爆，為低聲爆超聲速客機(jī)設(shè)計(jì)奠定了理論基礎(chǔ)［2］。在此基礎(chǔ)上，Haas等［3］又提出了低聲爆超聲速客機(jī)多激波反設(shè)計(jì)方法。之后Wu Li等人基于SGD方法和CFD發(fā)展了交互式低聲爆設(shè)計(jì)方法［4］。Howel等［5］提出了一種靜音錐的低聲爆設(shè)計(jì)概念，通過(guò)在機(jī)頭設(shè)置一根可伸縮的靜音錐來(lái)產(chǎn)生一系列的弱激波，以實(shí)現(xiàn)降低聲爆的目的，自2006年以來(lái)，美國(guó)宇航局（NASA）已經(jīng)對(duì)其進(jìn)行了一系列飛行測(cè)試［6］。美國(guó)SAI公司聯(lián)合洛克希德馬丁公司的臭鼬工程隊(duì)一起開(kāi)展了新一代靜音超聲速公務(wù)機(jī)（QSST）的研制計(jì)劃，已取得實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。日本從1997年開(kāi)始實(shí)施新一代超聲速客機(jī)研究計(jì)劃，由日本航空宇航實(shí)驗(yàn)室（JAXA）聯(lián)合高校開(kāi)展了一系列的研究，2005年在澳大利亞成功實(shí)施了基于火箭動(dòng)力的超聲速客機(jī)模型飛行試驗(yàn)，2011年在瑞典成功對(duì)外形優(yōu)化低聲爆設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了演示驗(yàn)證。此外歐洲也實(shí)施了HISAC計(jì)劃，對(duì)新一代環(huán)保型超聲速客機(jī)涉及到的關(guān)鍵技術(shù)展開(kāi)研究。

國(guó)內(nèi)對(duì)于聲爆的研究尚處于基礎(chǔ)理論探索階段，文獻(xiàn)［7］開(kāi)展了基于KZK方程的聲爆頻域預(yù)測(cè)法，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片高速旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的聲爆做了初步研究。文獻(xiàn)［8］對(duì)超聲速公務(wù)機(jī)的聲爆和起降噪聲等問(wèn)題作了初步探討。文獻(xiàn)［9－14］對(duì)聲爆計(jì)算方法以及低聲爆設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了初步研究。

本文探索了基于混合網(wǎng)格的聲爆預(yù)測(cè)方法，在此基礎(chǔ)上，對(duì)聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)方法展開(kāi)研究。相關(guān)分析表明，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)超聲速升阻特性和聲爆特征的影響極為明顯，因此開(kāi)展了發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置的聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)研究。

1 基于混合網(wǎng)格的聲爆預(yù)測(cè)方法

1.1 聲爆預(yù)測(cè)模型

聲爆預(yù)測(cè)方法是聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)方法的基礎(chǔ)。將基于CFD的聲爆近場(chǎng)預(yù)測(cè)和基于波形參數(shù)法的聲爆遠(yuǎn)場(chǎng)預(yù)測(cè)相結(jié)合構(gòu)建了聲爆預(yù)測(cè)方法，主要分為以下三步：首先，對(duì)飛機(jī)近場(chǎng)區(qū)域進(jìn)行求解，通過(guò)求解NS方程或者歐拉方程得到近場(chǎng)激波結(jié)構(gòu)和壓力擾動(dòng)；其次，將從近場(chǎng)提取的壓力分布作為聲爆遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算的初始條件，利用波形參數(shù)法計(jì)算得到地面聲爆波形；最后，計(jì)算聲爆信號(hào)的感覺(jué)噪聲級(jí)PLdB。圖1為聲爆預(yù)測(cè)模型。

圖1 聲爆預(yù)測(cè)模型Fig.1 Sonic boom prediction model

波形參數(shù)法的基本原理如圖2所示［15］，通過(guò)分段的方式利用一系列的參數(shù)來(lái)描述聲爆信號(hào)在大氣中的傳播。其中第i段信號(hào)的持續(xù)時(shí)間為λi＝Ti＋1－Ti，壓強(qiáng)隨時(shí)間的變化率為 mi＝（pi－pi－1）／λi，通過(guò)激波后的壓強(qiáng)增量為Δpi＝pi－pi－1。

圖2 波形參數(shù)法Fig.2 Waveform parameter method

在小擾動(dòng)假設(shè)條件下，波形參數(shù)法的解為：

其中，下標(biāo)0代表滯止值，上標(biāo)0代表上一步的迭代值，a0代表聲速，V代表風(fēng)速，n代表單位法向波前，A代表聲線(xiàn)管截面積，e是自然對(duì)數(shù)的底數(shù)，cn代表聲波傳播的法向速度。

基于上述波形參數(shù)法開(kāi)發(fā)了F－BOOM聲爆計(jì)算程序，圖3為F－BOOM計(jì)算得到的遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆值與F104戰(zhàn)斗機(jī)飛行試驗(yàn)值的比較［16］，計(jì)算條件設(shè)定為：飛行高度8534m，飛行馬赫數(shù)1.5，采用標(biāo)準(zhǔn)大氣模型。由圖可知，基于波形參數(shù)法的遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆計(jì)算方法可以滿(mǎn)足聲爆遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算的精度要求。

圖3 地面聲爆計(jì)算值與飛行試驗(yàn)值比較Fig.3 Ground sonic booms comparision between calculation and flight test

1.2 基于結(jié)構(gòu)／非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的聲爆近場(chǎng)預(yù)測(cè)方法

常規(guī)的聲爆近場(chǎng)預(yù)測(cè)采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，可以對(duì)近場(chǎng)激波進(jìn)行精確捕捉。但是，對(duì)于飛行器復(fù)雜外形而言結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格需要花費(fèi)大量的時(shí)間生成，效率和網(wǎng)格質(zhì)量低下。而非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格則對(duì)復(fù)雜外形具有很好的適應(yīng)性，但非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格不能很好的對(duì)激波進(jìn)行精確捕捉。因此，將結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格與非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行接合，綜合利用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格計(jì)算效率高和非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)復(fù)雜外形適應(yīng)性好的優(yōu)勢(shì)，實(shí)現(xiàn)對(duì)聲爆近場(chǎng)的精確預(yù)測(cè)。

用于聲爆近場(chǎng)預(yù)測(cè)的結(jié)構(gòu)／非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖4所示，在飛機(jī)近壁面附近采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，而在外部則利用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，計(jì)算域采用楔形拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，楔形角與馬赫角相同。

圖4 基于混合網(wǎng)格的聲爆近場(chǎng)預(yù)測(cè)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)Fig.4 Sonic boom near field prediction topology based on structured／unstructured hybrid method

圖5為基于混合網(wǎng)格的聲爆預(yù)測(cè)流程，首先生成飛機(jī)氣動(dòng)外形和結(jié)構(gòu)／非結(jié)構(gòu)分界面；其次，在分界面內(nèi)生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在分界面外生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格；第三，對(duì)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行接合；第四，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行求解，判斷激波捕捉精度是否滿(mǎn)足要求，若不滿(mǎn)足，重新劃分網(wǎng)格；最后，提取近場(chǎng)壓力分布，利用波形參數(shù)法計(jì)算聲爆遠(yuǎn)場(chǎng)信號(hào)。

圖5 基于混合網(wǎng)格的聲爆預(yù)測(cè)流程Fig.5 Flow chart of sonic boom prediction method based on structured／unstructured hybrid grid

國(guó)外研究表明，聲爆近場(chǎng)計(jì)算采用歐拉方程可以滿(mǎn)足精度需求［17］，近場(chǎng)采用混合網(wǎng)格，二階迎風(fēng)格式，時(shí)間推進(jìn)采用Runge－Kutta法得到穩(wěn)態(tài)解。當(dāng)需要考慮粘性時(shí)，則在飛機(jī)近壁面生成棱柱體網(wǎng)格，并且求解NS方程。圖6為NASA TND－3106文獻(xiàn)［18］風(fēng)洞試驗(yàn)示意圖，風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D所示，其圓錐半徑r的分布如圖所示。圖7為計(jì)算數(shù)據(jù)和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的比較，設(shè)定馬赫數(shù)為1.41，總壓69kPa，總溫311K，與風(fēng)洞試驗(yàn)條件相同。圖中黑色實(shí)線(xiàn)為采用各項(xiàng)同性的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果，黑色虛線(xiàn)為混合網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果，由計(jì)算結(jié)果可知，結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的計(jì)算精度比混合網(wǎng)格的計(jì)算精度略高，但基于混合網(wǎng)格的聲爆近場(chǎng)預(yù)測(cè)方法仍然可以滿(mǎn)足聲爆近場(chǎng)預(yù)測(cè)的精度需求。

圖6 文獻(xiàn)TND－3106風(fēng)洞試驗(yàn)示意圖Fig.6 Illustration of wind tunnel experiment of TND－3106

圖7 計(jì)算值與風(fēng)洞試驗(yàn)值對(duì)比Fig.7 Results comparison between the experiment data and the calculation results

1.3 遠(yuǎn)近場(chǎng)匹配方法

聲爆計(jì)算中遠(yuǎn)近場(chǎng)的定義并不是固定的，而是根據(jù)實(shí)際問(wèn)題而變化的。聲爆遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算采用的波形參數(shù)法本質(zhì)上是一種線(xiàn)化方法，遠(yuǎn)近場(chǎng)的匹配直接影響地面聲爆的計(jì)算精度。假設(shè)L代表飛機(jī)的長(zhǎng)度，H代表距離飛機(jī)的徑向距離，如圖8所示，因此不同的H L值代表了不同的聲源位置和遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算的匹配距離。如果H／L值太小，遠(yuǎn)近場(chǎng)匹配不足，近場(chǎng)非線(xiàn)性效應(yīng)導(dǎo)致遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算錯(cuò)誤；如果H／L值太大，導(dǎo)致計(jì)算需要的網(wǎng)格量激增，從而導(dǎo)致計(jì)算成本急劇上升。Plotkin提出了若干種遠(yuǎn)近場(chǎng)匹配方法［19］，但都比較復(fù)雜。本文采用直接匹配法實(shí)現(xiàn)聲爆遠(yuǎn)近場(chǎng)的匹配［20］，設(shè)Δp為聲爆擾動(dòng)壓強(qiáng)，p為未擾動(dòng)的大氣壓強(qiáng)。超聲速線(xiàn)化理論表明，壓力擾動(dòng)Δp／p隨的增加而減小，因此，當(dāng)壓力擾動(dòng)隨匹配距離的增加開(kāi)始減小時(shí)，可以認(rèn)為此時(shí)近場(chǎng)非線(xiàn)性效應(yīng)已經(jīng)很弱，遠(yuǎn)近場(chǎng)的匹配是成功的。圖8為從不同匹配距離提取的聲爆近場(chǎng)壓力分布。圖9為聲爆超壓值和匹配距離的關(guān)系，由圖可知，對(duì)于所要解決的問(wèn)題，H／L≥2.5時(shí)超壓值開(kāi)始呈現(xiàn)減小的趨勢(shì)，因此，匹配距離H／L＝2.5是滿(mǎn)足要求的。

圖8 聲爆遠(yuǎn)近場(chǎng)匹配Fig.8 Sonic boom far field and near field match

圖9 由不同匹配距離計(jì)算得到的地面聲爆初始超壓值Fig.9 Ground sonic boom initial pressure obtained from several H／L

2 聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)方法

2.1 響應(yīng)面模型

響應(yīng)面模型［21］是以統(tǒng)計(jì)方法和數(shù)學(xué)方法為基礎(chǔ)，通過(guò)近似構(gòu)造一個(gè)具有明確表達(dá)形式的多項(xiàng)式來(lái)表達(dá)隱式功能函數(shù)，本質(zhì)上來(lái)說(shuō)響應(yīng)面法是一套統(tǒng)計(jì)方法。通常使用低階多項(xiàng)式構(gòu)造響應(yīng)面，形式如下：

式中：N為設(shè)計(jì)變量個(gè)數(shù)，xi為設(shè)計(jì)變量。

2.2 Pareto遺傳算法

聲爆氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)是一個(gè)多點(diǎn)設(shè)計(jì)問(wèn)題，多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題可以描述為：

Pareto方法通過(guò)求解優(yōu)化問(wèn)題中的非劣解集［22］，從而獲得不同目標(biāo)偏向情況下的一組優(yōu)化解集。對(duì)于聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)，利用Pareto多目標(biāo)優(yōu)化能一次性給出不同設(shè)計(jì)目標(biāo)偏向下的優(yōu)化解集。Pareto解定義為：假設(shè)U，V∈Rm，如果不存在可行解U，使得

則V為Pareto解。

2.3 試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法

在基于響應(yīng)面模型的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)中試驗(yàn)設(shè)計(jì)是其關(guān)鍵之一，試驗(yàn)設(shè)計(jì)的好壞直接影響模型的近似程度，也影響著設(shè)計(jì)變量的最終尋優(yōu)結(jié)果。拉丁超立方抽樣（LHS）［23］是一種廣泛應(yīng)用于計(jì)算機(jī)仿真試驗(yàn)設(shè)計(jì)的方法。

2.4 聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)流程

圖10給出了基于聲爆預(yù)測(cè)方法、響應(yīng)面模型以及Pareto遺傳算法的聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)流程，流程主要包括：試驗(yàn)設(shè)計(jì)、聲爆水平及升阻特性計(jì)算、響應(yīng)面模型建立、Pareto多目標(biāo)優(yōu)化以及優(yōu)化方案確定等。

通過(guò)拉丁超立方抽樣對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置構(gòu)成的設(shè)計(jì)空間進(jìn)行采樣，計(jì)算中對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙展向位置和弦向位置兩個(gè)參數(shù)進(jìn)行組合，構(gòu)造了19組樣本方案。利用聲爆預(yù)測(cè)方法對(duì)構(gòu)造的樣本方案的聲爆水平和升阻特性進(jìn)行計(jì)算分析。

3 梭式布局短艙位置優(yōu)化

文獻(xiàn)［10］提出了一種梭式布局超聲速客機(jī)方案，可以較好地兼顧氣動(dòng)性能和低聲爆特征。在梭式布局的基礎(chǔ)上開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置的聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)研究。

3.1 梭式布局聲爆／氣動(dòng)特性分析

計(jì)算條件設(shè)定為：馬赫數(shù)1.41，飛行高度14km，溫度216.5K，壓力14000Pa。圖11為0°迎角時(shí)翼身組合體和帶發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的布局的地面聲爆信號(hào)比較，由圖可得，增加短艙后地面聲爆超壓值增大了23.5%，升阻比降低了34%，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)超聲速客機(jī)的聲爆水平和升阻特性都有極大的影響。有必要開(kāi)展針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的聲爆氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)研究。

圖10 聲爆氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)流程Fig.10 Flow chart of optimization of sonic boom and aerodynamic performance

圖11 翼身組合體和帶發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的布局聲爆信號(hào)比較Fig.11 Sonic boom signatures comparison between the wing body and the nacelle layout

圖12為梭式布局方案在馬赫數(shù)1.41時(shí)升阻比和聲爆超壓值隨迎角的變化曲線(xiàn)，由圖可知，梭式布局方案在超聲速巡航狀態(tài)下有較好的升阻特性和較低的聲爆水平，因此在梭式布局的基礎(chǔ)上開(kāi)展聲爆氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)方法研究具有更大的工程實(shí)用價(jià)值。

圖12 聲爆超壓值和升阻比隨迎角的變化曲線(xiàn)Fig.12 Sonic boom overpressures and lift to drag ratio obtained from different angles of attack

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置優(yōu)化

圖13為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置坐標(biāo)系以及相應(yīng)坐標(biāo)的取值范圍，主要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在機(jī)翼上的安裝位置進(jìn)行優(yōu)化，優(yōu)化目標(biāo)為超聲速升阻比和地面聲爆水平。

圖13 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置參數(shù)Fig.13 Parameters of nacelle location

通過(guò)響應(yīng)面法構(gòu)造聲爆超壓值和升阻比的代理模型。圖14為構(gòu)造得到的聲爆超壓值響應(yīng)面模型。

圖14 聲爆超壓值響應(yīng)面模型Fig.14 Response surface model of sonic boom overpressure

聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)通過(guò)Pareto遺傳算法在響應(yīng)面模型上進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化。利用非支配排序遺傳算法（NSGA－II）對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置參數(shù)進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)，初始種群數(shù)為100，進(jìn)化代數(shù)20。與其他多目標(biāo)優(yōu)化算法相比，該算法具有更強(qiáng)的Pareto前沿前進(jìn)能力，同時(shí)在進(jìn)化過(guò)程中能夠防止早熟收斂，保證種群的分布多樣性。圖15為經(jīng)過(guò)遺傳算法優(yōu)化得到的Pareto解集，橫坐標(biāo)和縱坐標(biāo)分別為超聲速升阻比和地面聲爆超壓值。

圖15 Pareto前沿解集與優(yōu)化解Fig.15 Pareto solutions and optimized layout

3.3 優(yōu)化結(jié)果及分析

由圖15可知，多目標(biāo)優(yōu)化得到的Pareto前沿解集是兩個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)之間不同偏向下的優(yōu)化解的集合，優(yōu)化中基本沒(méi)有其他可行解在兩個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)上能同時(shí)比Pareto解更好。聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)中，Pareto解集代表了所有最優(yōu)方案的集合，因此優(yōu)化方案可以根據(jù)設(shè)計(jì)偏向直接在Pareto解集中選擇。根據(jù)突出超聲速升阻比、超聲速升阻比和降低聲爆兼顧以及突出低聲爆性能3種不同的設(shè)計(jì)偏向，在圖15所示的Pareto解集中選擇了3種方案作為最終的設(shè)計(jì)結(jié)果。

圖16為3種優(yōu)化方案和原始設(shè)計(jì)方案的壓力分布圖。優(yōu)化方案1為突出了超聲速升阻比的方案，優(yōu)化方案2為超聲速升阻比和低聲爆兼顧的方案，優(yōu)化方案3為突出低聲爆特征的方案。

表1給出了對(duì)于優(yōu)化解響應(yīng)面模型和CFD聲爆預(yù)測(cè)結(jié)果的比較，由表可知，對(duì)于兩個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)，響應(yīng)面模型和CFD計(jì)算方法的計(jì)算偏差均小于5%，能夠滿(mǎn)足聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)的需要。

表1 響應(yīng)面模型結(jié)果與CFD結(jié)果比較Table 1 Results comparison between the RSM and the CFD solutions

表2為三種優(yōu)化方案與原始方案在設(shè)計(jì)目標(biāo)上的比較，方案1側(cè)重于優(yōu)化超聲速升阻比，方案2兼顧低聲爆和超聲速升阻比，方案3側(cè)重優(yōu)化低聲爆。由表可知，對(duì)于所選定的設(shè)計(jì)偏向，優(yōu)化方案較原始方案都有不同程度的性能提升。

圖16 原始方案與優(yōu)化方案比較Fig.16 Comparison between the original layout and the optimized layouts

表2 原始方案與初始方案性能比較Table 2 Variation of performance between the original layout and the optimized layouts

由以上分析可知，優(yōu)化方案1與原始方案相比，升阻比增大26.34%，但聲爆增加11.45%；優(yōu)化方案2與原始方案相比，升阻比增大8.46%，聲爆超壓值降低4.72%；優(yōu)化方案3與原始方案相比，升阻比下降13.04%，聲爆超壓值降低20.62%。

另外，從表2中也可以看出，在聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)時(shí)，沒(méi)有對(duì)兩個(gè)目標(biāo)絕對(duì)最優(yōu)的方案，偏向其中一個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)必然犧牲另一個(gè)目標(biāo)的性能。在同樣的設(shè)計(jì)偏向下，經(jīng)過(guò)Pareto優(yōu)化方案的性能要優(yōu)于其他可行方案。

4 結(jié) 論

探索了基于混合網(wǎng)格的近場(chǎng)預(yù)測(cè)以及基于波形參數(shù)法的遠(yuǎn)場(chǎng)預(yù)測(cè)的聲爆預(yù)測(cè)方法，綜合利用了結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格計(jì)算效率高以及非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)復(fù)雜外形適應(yīng)性好的優(yōu)點(diǎn)，在保證聲爆預(yù)測(cè)精度的基礎(chǔ)上提高了計(jì)算效率。

建立了基于聲爆預(yù)測(cè)方法、響應(yīng)面模型和Pareto遺傳算法的聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)方法。

利用聲爆／氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)方法對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置進(jìn)行了一體化設(shè)計(jì)研究。結(jié)果表明，優(yōu)化方案1偏向增加超聲速升阻比，與原始方案相比，升阻比增加26.34%；優(yōu)化方案2兼顧增加超聲速升阻比和降低聲爆，優(yōu)化方案與原始方案相比，升阻比增加8.46%，聲爆超壓值降低4.72%；優(yōu)化方案3側(cè)重降低聲爆，優(yōu)化方案與原始方案相比，聲爆超壓值降低20.62%。

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