李治宇，唐志共，楊彥廣，袁先旭，唐小偉

新概念融合升力體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)優(yōu)化方法研究

李治宇，唐志共，楊彥廣，袁先旭，唐小偉

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽(yáng)621000)

參考國(guó)內(nèi)外高升阻比飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，針對(duì)進(jìn)出空間飛行器的氣動(dòng)特性要求，開展跨速域高升阻比融合升力體氣動(dòng)布局(BLB)研究以適應(yīng)進(jìn)出空間飛行器的各種要求，在傳統(tǒng)的翼/身外形的氣動(dòng)效率與純升力體高容量效率之間尋求平衡。研究表明通過(guò)構(gòu)建融合升力體數(shù)模，研究氣動(dòng)外形的系統(tǒng)參數(shù)化描述方法，選擇設(shè)計(jì)變量及變化范圍，研究?jī)?yōu)化算法，建立融合升力體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)及優(yōu)化工具，開展融合升力體氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)是一種值得深入探討的研究方法。本文主要通過(guò)優(yōu)化平臺(tái)集成數(shù)模參數(shù)化程序、網(wǎng)格自動(dòng)化及基于Euler方程的快速流場(chǎng)求解程序進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)并對(duì)優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行分析計(jì)算，發(fā)展了一種快速有效的氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)了初步滿足設(shè)計(jì)要求的新型高升阻比融合升力體氣動(dòng)布局。設(shè)計(jì)的新布局能為再入飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提供參考，所發(fā)展的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法計(jì)算速度快，成本低，可以為走向工程實(shí)用化的復(fù)雜外形氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)打下技術(shù)基礎(chǔ)。關(guān)鍵詞:融合升力體;參數(shù)化;升阻比;優(yōu)化設(shè)計(jì)

0 引言

先進(jìn)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)是各類高超聲速飛行器總體技術(shù)性能指標(biāo)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵所在，各國(guó)對(duì)此非常重視，并利用各種研究手段對(duì)其展開大量的研究。如美國(guó)航天飛機(jī)的布局設(shè)計(jì)，先后經(jīng)歷了三個(gè)階段，設(shè)計(jì)了幾百個(gè)外形，最終選定現(xiàn)在的外形。目前各國(guó)的高超聲速飛行器氣動(dòng)布局都以發(fā)展高升阻比、升力式再入復(fù)雜外形為特點(diǎn)，如乘波體、升力體、組合升力體和翼身組合體等。但升力體布局形式最主要的問(wèn)題在于還不能較好地解決升阻比和防熱性能與操穩(wěn)特性之間的矛盾。

HTV-2是美國(guó)研制的一種無(wú)動(dòng)力高超聲速滑翔飛行器。在氣動(dòng)布局上，采用了帶乘波體特征的高升阻比翼身融合體。按照設(shè)計(jì)要求，HTV-2將具有極高的升阻比，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于航天飛機(jī)，高升阻比使得彈道下降段航程更長(zhǎng)，同時(shí)橫向機(jī)動(dòng)范圍更大［1］。兩次失敗的飛行試驗(yàn)表明，在氣動(dòng)布局、操穩(wěn)性能等方面的問(wèn)題依然存在。

NASA的OSP(Orbital Space Plane)計(jì)劃指出為使再入飛行器具有較小的再入過(guò)載和較大的機(jī)動(dòng)能力，要求飛行器高超聲速和亞聲速升阻比都要大;為了降低著陸速度，要求亞聲速升力系數(shù)較大等。該計(jì)劃提出的融合升力體氣動(dòng)布局(Blended Lifting Body，BLB)試圖在傳統(tǒng)的翼/身外形的氣動(dòng)效率與純升力體高容量效率之間尋求平衡，有望適應(yīng)再入飛行器的各種要求［2-3］。

James S.Greathouse和Benjamin S.Kirk等人研究對(duì)比分析了返回艙外形、細(xì)長(zhǎng)體、升力體以及有翼飛行器等各種外形的飛行器氣動(dòng)力、熱性能，詳述了NASA選型參數(shù)指標(biāo)。并運(yùn)用牛頓流理論，應(yīng)用簡(jiǎn)單而準(zhǔn)確的SNEWT程序進(jìn)行了快速計(jì)算與比較分析。文獻(xiàn)中詳述了包括Overflow、CART3D、LAURA、Configuration Based Aerodynamics(CBAERO)等CFD代碼的特點(diǎn)和適用流動(dòng)情況，并給出部分算例，在飛行器氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)的選型及計(jì)算方面給出參考［4-5］。

隨著我國(guó)航天技術(shù)的不斷發(fā)展，對(duì)各種飛行器的氣動(dòng)性能提出了越來(lái)越高的要求，高超聲速飛行器的布局設(shè)計(jì)也越來(lái)越迫切。國(guó)內(nèi)的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化(MDO)理論研究尚處于起步階段，但MDO應(yīng)用于設(shè)計(jì)研究的工作已經(jīng)在各領(lǐng)域展開。國(guó)防科大的王振國(guó)等人在其專著中對(duì)多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化理論進(jìn)行了詳細(xì)論述研究，舉例說(shuō)明了多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化理論在飛行器設(shè)計(jì)中的應(yīng)用［6］。西工大的江志國(guó)等人發(fā)展了自己的針對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)布局的優(yōu)化軟件，總結(jié)出一套適用于高超聲速飛行器的性能指標(biāo)計(jì)算模型、優(yōu)化算法模型和優(yōu)化思想，可應(yīng)用于高超聲速飛行器的概念研究及初步設(shè)計(jì)［7］。車競(jìng)等人將Pareto非劣解和遺傳算法結(jié)合起來(lái)，克服標(biāo)準(zhǔn)遺傳算法的缺點(diǎn)。為了提高優(yōu)化效率，引入模擬退火算法進(jìn)行局部搜索，形成了混合的模擬退火遺傳算法，并有效地用于高超聲速飛行器總體性能優(yōu)化研究中［8］。唐偉、夏露等人也在高超聲速飛行器優(yōu)化設(shè)計(jì)研究方面做出了大量的研究工作［9-10］。

由于國(guó)內(nèi)尚未開展BLB概念的布局設(shè)計(jì)研究，本文擬參考美國(guó)BLB概念設(shè)計(jì)的經(jīng)驗(yàn)與方法及俄羅斯Clipper飛行器外形，通過(guò)對(duì)融合升力體布局形式和參數(shù)影響規(guī)律的研究，開展跨速域高升阻比融合升力體(BLB)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)與優(yōu)化，發(fā)展新型跨速域高升阻比再入飛行器。主要通過(guò)應(yīng)用快速高效的優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)，計(jì)算分析特征尺寸對(duì)流場(chǎng)特性及飛行器氣動(dòng)性能的影響，優(yōu)化設(shè)計(jì)候選布局，并建立外形設(shè)計(jì)與優(yōu)化的方法。這對(duì)未來(lái)發(fā)展高超聲速再入飛行器及相關(guān)氣動(dòng)布局研究具有十分重要的意義。

1 研究方法

1.1 研究方法簡(jiǎn)介

總體研究思路是基于優(yōu)化平臺(tái)集成三維建模、網(wǎng)格自動(dòng)化及氣動(dòng)力快速計(jì)算模塊，形成優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。首先通過(guò)三維建模軟件作圖得到基本氣動(dòng)布局外形并完成參數(shù)化建模，通過(guò)基于笛卡爾網(wǎng)格和Euler方程的流場(chǎng)快速求解方法計(jì)算氣動(dòng)力系數(shù)，基于優(yōu)化平臺(tái)選擇優(yōu)化算法完成氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)，并針對(duì)優(yōu)化得到的典型布局完成綜合氣動(dòng)分析。

1.2 流場(chǎng)求解方法

在氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)中，快速準(zhǔn)確地獲得氣動(dòng)力特性非常重要。這是因?yàn)閮?yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中的目標(biāo)函數(shù)選取為升阻比等氣動(dòng)特性，而這些氣動(dòng)特性取決于飛行器的氣動(dòng)布局和構(gòu)形，并且與外型尺寸的關(guān)系無(wú)法用明確的函數(shù)表達(dá)出來(lái)。這就需要發(fā)展一種快速而準(zhǔn)確的得到氣動(dòng)力特性的方法，以滿足優(yōu)化設(shè)計(jì)的精度和效率要求。

本文計(jì)算基于可壓縮Euler方程，采用有限體積法離散，計(jì)算網(wǎng)格使用直角笛卡爾網(wǎng)格，流動(dòng)變量位于網(wǎng)格中心，時(shí)間離散采用Runge-Kutta法，通過(guò)時(shí)間推進(jìn)得到穩(wěn)態(tài)解，空間離散為迎風(fēng)格式，選擇使用min mod限制器，格式具有TVD性質(zhì)，采用多重網(wǎng)格法加速迭代過(guò)程。程序運(yùn)行結(jié)束后輸出可讀氣動(dòng)力系數(shù)文件［11］。

算例驗(yàn)證顯示，該方法計(jì)算精度高，在高超聲速流動(dòng)及亞跨聲速流動(dòng)的數(shù)值計(jì)算中都有出色表現(xiàn)，可用于多種飛行器氣動(dòng)力的計(jì)算分析。該方法的主要特點(diǎn)是計(jì)算速度快，效率較高［12］。數(shù)值計(jì)算中，網(wǎng)格量在130萬(wàn)時(shí)，單機(jī)運(yùn)行的計(jì)算時(shí)間可控制在10min之內(nèi)。在優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)，在保證計(jì)算精度的前提下，適當(dāng)減少網(wǎng)格量，可將單狀態(tài)運(yùn)算時(shí)間控制在5min以內(nèi)，能夠大幅縮短設(shè)計(jì)周期，降低計(jì)算成本。

1.3 參數(shù)化方法介紹

由于在優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中需要隨時(shí)生成更新的數(shù)模和網(wǎng)格，人工操作已經(jīng)不能滿足計(jì)算要求。這就需要我們完成氣動(dòng)外形的參數(shù)化，即發(fā)展一種能夠快速生成光滑的數(shù)模文件的方法。并且網(wǎng)格生成應(yīng)該高度自動(dòng)化，以便于提高計(jì)算效率，縮短優(yōu)化周期。本文通過(guò)一個(gè)VB語(yǔ)言的腳本文件驅(qū)動(dòng)外形特征變量的方法完成外形的參數(shù)化生成，并輸出parasolid格式的數(shù)模文件。在新外形生成時(shí)，驅(qū)動(dòng)文件有錯(cuò)誤參數(shù)的正確處理功能，如出現(xiàn)負(fù)值時(shí)，該文件并不會(huì)中斷程序，而是在輸出原始外形后繼續(xù)優(yōu)化過(guò)程。所以，在出現(xiàn)錯(cuò)誤尺寸時(shí)該文件不會(huì)導(dǎo)致優(yōu)化過(guò)程中斷，也不會(huì)影響到優(yōu)化結(jié)果，具有很好的魯棒性［11］。

2 優(yōu)化算法驗(yàn)證計(jì)算

2.1優(yōu)化算法簡(jiǎn)介

數(shù)值優(yōu)化算法有快速高效、精度高的特點(diǎn)，但處理多峰值問(wèn)題易陷于局部最優(yōu)解，適用于單峰值優(yōu)化問(wèn)題。其基本思想就是迭代法，首先給出目標(biāo)函數(shù)(設(shè)為f(x))的極值點(diǎn)的一個(gè)初始估計(jì)x(1)(稱為初始點(diǎn))，然后計(jì)算一系列的點(diǎn)x(2)，x(3)，x(4)，……，希望該點(diǎn)列{x(k)}的極限值就是目標(biāo)函數(shù)的極值點(diǎn)。公式表達(dá)為:

其中，S(k)為搜索方向，a(k)是一個(gè)正實(shí)數(shù)，稱為步長(zhǎng)。不同數(shù)值算法的差別在于選取搜索方向和步長(zhǎng)的方法不同，特別是選取搜索方向的方法。

本文選用直接數(shù)值優(yōu)化技術(shù)中的修正可行方向算法MMFD(Modified Method of Feasible Directions)。該方法針對(duì)約束優(yōu)化問(wèn)題可以通過(guò)梯度搜索快速得到優(yōu)化解，約束可以是等式或者不等式，在獲得最優(yōu)解時(shí)可以以很高的精度滿足約束條件。MMFD遍尋當(dāng)前設(shè)計(jì)點(diǎn)周圍區(qū)域，首先確定使得目標(biāo)函數(shù)下降的搜索可行方向，沿著可行方向搜索;進(jìn)行一維優(yōu)化搜索，求得最優(yōu)步長(zhǎng)并確保下一步的優(yōu)化點(diǎn)位于可行域內(nèi)。在可行域內(nèi)部搜索時(shí)，使用共軛梯度法確定搜索方向;在可行域邊界(即存在起作用約束時(shí))，搜索方

2.2 優(yōu)化方法驗(yàn)證計(jì)算

為驗(yàn)證上述集成方法的有效性，通過(guò)對(duì)印度的RLV(Reusable Launch Vehicles)返回艙展開優(yōu)化設(shè)計(jì)，并將優(yōu)化結(jié)果與文獻(xiàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，驗(yàn)證其在雙目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)中的應(yīng)用［14］。RLV返回艙選擇球雙錐外形，外形輪廓及優(yōu)化計(jì)算模型如下:

優(yōu)化目標(biāo):min As，max Xcp

約束條件:V≥3m3

設(shè)計(jì)變量:0＜Rn＜1.0

選擇NCGA與MMFD相結(jié)合的優(yōu)化算法進(jìn)行優(yōu)化［14］，NCGA選擇群體大小30，進(jìn)化代數(shù)25，交叉概率0.9，變異概率0.01。而文獻(xiàn)中同樣采用遺傳算法優(yōu)化，其群體大小30，進(jìn)化代數(shù)500，交叉概率0.9，變異概率0.001。優(yōu)化結(jié)果對(duì)比如表1所示，外形如圖2。向應(yīng)與起作用約束面成直角或者鈍角，即［gm(xk)］Tsk≤0?？尚蟹较虻拇_定方法是按梯度法搜索前進(jìn)，這在不連續(xù)的優(yōu)化空間里是難以實(shí)現(xiàn)的。

在優(yōu)化過(guò)程中，為了避免陷入局部最優(yōu)，在目標(biāo)函數(shù)可能為多峰值時(shí)，需要采用全局優(yōu)化算法。多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)中選用可以生成pareto解集的多目標(biāo)優(yōu)化算法——鄰域培植遺傳算法NCGA(Neighborhood Cultivation Genetic Algorithm)。在多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)中一般不存在多個(gè)目標(biāo)同時(shí)達(dá)到最小的絕對(duì)最優(yōu)解，不同目標(biāo)之間的優(yōu)化是相互沖突的，這就需要找到一個(gè)折衷的解集，在這個(gè)解集里不存在任何一個(gè)解可以在一個(gè)目標(biāo)更加優(yōu)化的同時(shí)而保證其他目標(biāo)不變壞，這個(gè)解集即是pareto最優(yōu)解，該解集中的解均為所設(shè)計(jì)問(wèn)題的“非劣解”。領(lǐng)域培植遺傳算法是一種可以自動(dòng)生成pareto最優(yōu)解的遺傳算法，該算法可以通過(guò)調(diào)節(jié)遺傳操作參數(shù)控制優(yōu)化過(guò)程，最終輸出pareto最優(yōu)解和按給定目標(biāo)權(quán)值得到的最優(yōu)解［13］。

在多目標(biāo)優(yōu)化中得到的pareto最優(yōu)解是一個(gè)由多個(gè)非劣解組成的解集，本文根據(jù)加權(quán)組合法從中選擇符合設(shè)計(jì)要求的最優(yōu)解。加權(quán)組合法是將各自分目標(biāo)函數(shù)fi(x)按照重要性分配權(quán)系數(shù)Wi(Weight)及比例因子Si(scalefactor)，然后求和構(gòu)成總的統(tǒng)一目標(biāo)函數(shù)F(x)，即:

圖1 印度RLV返回艙輪廓圖Fig.1Contour line of RLV reentry capsule

表1 印度RLV返回艙優(yōu)化結(jié)果對(duì)比Table 1Optimization result for RLV reentry capsule

圖2 印度RLV優(yōu)化pareto解集及外形比較Fig.2Pareto plot and the optimization contour of RLV reentry capsule

對(duì)比顯示，該方法能夠在滿足約束條件的情況下獲得比文獻(xiàn)中所列的優(yōu)化結(jié)果更加優(yōu)化的外形，即壓心位置更大，表面積和體積更小，達(dá)到了保證穩(wěn)定性并且降低發(fā)射質(zhì)量的優(yōu)化目的，可以應(yīng)用于飛行器氣動(dòng)布局的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

本文結(jié)果更優(yōu)的原因在于遺傳算法的參數(shù)設(shè)置及數(shù)值優(yōu)化算法的應(yīng)用上。文獻(xiàn)［14］設(shè)置變異概率偏小，優(yōu)化過(guò)程中遍尋設(shè)計(jì)空間，效率低，導(dǎo)致遺傳算法的優(yōu)勢(shì)沒(méi)有發(fā)揮出來(lái)。另外，數(shù)值優(yōu)化算法MMFD的應(yīng)用也更進(jìn)一步的優(yōu)化了遺傳算法得到的最優(yōu)解。

3 新型氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)

3.1 新型氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)及參數(shù)化

前期調(diào)研表明，俄羅斯Clipper飛船返回艙具有較高升阻比，在防熱性能及穩(wěn)定性等方面也有較好表現(xiàn)［15-16］。參考Clipper外形，設(shè)計(jì)了新型融合升力體外形，外形及輪廓線如圖3所示。

該布局由三部分組成，分別是上部旋成體、中部弧-臺(tái)及下部弧面。

圖3 新布局外形及輪廓Fig.3New fashioned shape and contour

我們約定:圖中上部輪廓線各點(diǎn)標(biāo)注為P1-P4，下部母線弧上的對(duì)應(yīng)點(diǎn)，則相應(yīng)標(biāo)記為P11-P44，以示關(guān)聯(lián)，相對(duì)應(yīng)的兩點(diǎn)橫坐標(biāo)相等。以P1點(diǎn)為例，坐標(biāo)表示為(XP1，YP1)，依此類推。圓心坐標(biāo)的下標(biāo)以該圓的半徑表示，以下部母線大圓為例，其半徑為Rd，故圓心坐標(biāo)表示為(XRd，YRd)。外形總長(zhǎng)記為L(zhǎng)ength。原始外形的特征尺寸參數(shù)如表2所示。

以下表述各點(diǎn)及各特征尺寸間的幾何關(guān)系。

首先，Rn、L1、θ1、R1、L2、θ2、Rd、D為自變量。鑒于在后續(xù)計(jì)算中常用到各點(diǎn)坐標(biāo)，故先推導(dǎo)圖中各點(diǎn)的坐標(biāo)表示公式，如表3。

表2 輪廓線特征尺寸Table 2Characteristic dimension of contour line

表3 輪廓線特征點(diǎn)坐標(biāo)Table 3Characteristic point coordinate of contour line

其中底部大圓圓心坐標(biāo)(XRd，YRd)可以由下式推導(dǎo)得出:

以上所述，將外形輪廓線中所有特征尺寸表達(dá)出來(lái)，由8個(gè)自變量決定。

圖4 截面輪廓圖Fig.4Contour line of section

接下來(lái)介紹旋轉(zhuǎn)及放樣特征相關(guān)的幾何特征尺寸。如圖3所示，沿軸向分別在P2、P3、P4點(diǎn)取3個(gè)截面，編號(hào)為草圖2～草圖4。由于特征尺寸編號(hào)較多，為防止混淆，我們約定，尺寸下標(biāo)只有一個(gè)數(shù)字的表示草圖編號(hào)，如D4代表草圖4所在的基準(zhǔn)面到頂點(diǎn)的距離;尺寸下標(biāo)兩個(gè)數(shù)字的，則第一個(gè)數(shù)字代表草圖編號(hào)，第二個(gè)數(shù)字為在本草圖內(nèi)的編號(hào)，如R41代表草圖3中的標(biāo)記為第1個(gè)的圓半徑;下標(biāo)為數(shù)字和字母組合的，數(shù)字代表草圖編號(hào)，字母L代表左，R代表右(相對(duì)于左視圖方向)，如R42R代表草圖4中右側(cè)第2個(gè)圓半徑。

其中，沿軸向的三個(gè)截面輪廓相似，由6個(gè)圓弧組成，如上圖4所示。這里以草圖4為例加以說(shuō)明。草圖4中，自變量參數(shù)包括:θ41、R43、R44、θ44，應(yīng)變量為R41、R42。其中R41=YP4，R42由幾個(gè)自變量共同決定。草圖3中，θ31、R33、R34與草圖4中相應(yīng)特征尺寸相等，即草圖3中只增加了θ34一個(gè)自變量。同樣，草圖2中只增加了θ24一個(gè)自變量。這樣，由6個(gè)自變量參數(shù)可以完全描述沿軸向的三個(gè)截面。

綜上，該布局可以由14個(gè)自變量特征參數(shù)完全描述。

3.2 新型氣動(dòng)布局優(yōu)化計(jì)算

如前文所述，外形輪廓部分可由8個(gè)自變量參數(shù)描述，橫截面部分可由6個(gè)自變量參數(shù)完全描述。其中θ41、R43、R44為三個(gè)橫截面的共有參數(shù)，θ24、θ34、θ44為各截面自有參數(shù)。

作為初步優(yōu)化設(shè)計(jì)，優(yōu)化過(guò)程中保持基本輪廓形式不變，三個(gè)截面共有參數(shù)不變，即保持該布局頂部圓柱部分、過(guò)度圓弧半徑及底部大圓半徑不變，設(shè)計(jì)變量為θ24，θ34，θ44，在參數(shù)化外形合理并且保證能夠生成有效外形的范圍內(nèi)約束設(shè)計(jì)變量變化范圍，并構(gòu)建了基于原始外形的優(yōu)化設(shè)計(jì)模型，優(yōu)化目標(biāo)為高超聲速高升阻比及進(jìn)場(chǎng)亞聲速高升力系數(shù)最大化。優(yōu)化模型可表示如下，其中的角度單位為弧度:

選用NCGA和MMFD相結(jié)合的混合優(yōu)化算法，計(jì)算馬赫數(shù)分別取為:Mahyper=5.0，Masub=0.5，迎角均為10°。通過(guò)迭代優(yōu)化計(jì)算，得到的優(yōu)化外形如圖5所示。

圖5 優(yōu)化結(jié)果示意圖Fig.5Schematic drawing of optimization result

3.3 優(yōu)化氣動(dòng)布局計(jì)算分析

本文完成了在馬赫數(shù)5.0和0.5情況下的多狀態(tài)氣動(dòng)力計(jì)算分析，如圖6所示。

可以看到，該優(yōu)化布局的高超聲速和亞聲速升阻比都比較高，迎角為0°時(shí)升阻比在1.0～1.3左右，并且隨著迎角的增加急速升高，在迎角8°～9°之間分別達(dá)到最大值，隨后隨著迎角的增加而降低。高超聲速最大升阻比約為2.14，亞聲速最大升阻比約2.95。

亞聲速升力系數(shù)較大，并且隨著迎角的增加而升高。迎角為0°時(shí)，亞聲速升力系數(shù)約為0.57，并且隨著迎角的增加而升高。在升阻比最大的8°迎角時(shí)，升力系數(shù)約為2.70。

由此可見，該優(yōu)化布局在高超聲速再入及低速進(jìn)場(chǎng)階段具有良好氣動(dòng)特性，與Clipper原始外形［12］相比，同樣具有更好的升阻特性，是一種能夠初步滿足再入要求，值得深入研究的新型氣動(dòng)布局。

在該例中，應(yīng)用個(gè)人計(jì)算機(jī)運(yùn)算完成了全部?jī)?yōu)化設(shè)計(jì)工作，節(jié)約了大量計(jì)算機(jī)時(shí)，降低了計(jì)算成本。

圖6 優(yōu)化布局氣動(dòng)力特性Fig.6Aerodynamic characteristics of optimization shape

4 結(jié)論

基于上述研究，通過(guò)新型融合升力體的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)與優(yōu)化，并對(duì)典型優(yōu)化結(jié)果展開氣動(dòng)特性計(jì)算分析，得到以下結(jié)論:

(1)設(shè)計(jì)的新型融合升力體氣動(dòng)布局能夠初步滿足全速域高升阻比及進(jìn)場(chǎng)亞聲速高升力系數(shù)的設(shè)計(jì)要求。優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果較初始外形更“寬、扁”，在進(jìn)一步的優(yōu)化研究中應(yīng)考慮容積率的影響，保證飛行器實(shí)用性。

(2)本文建立的氣動(dòng)布局快速優(yōu)化設(shè)計(jì)方法計(jì)算速度快，成本低，能夠應(yīng)用于復(fù)雜外形飛行器的優(yōu)化設(shè)計(jì)工作。

存在的不足之處主要表現(xiàn)在優(yōu)化過(guò)程中沒(méi)有考慮氣動(dòng)熱及操穩(wěn)性能等方面的影響，變量約束還應(yīng)再考慮容積率的影響。

下一步的工作將重點(diǎn)解決上述問(wèn)題，進(jìn)而考慮綜合氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、彈道及靜、動(dòng)穩(wěn)定性等方面，開展全面綜合的多約束多目標(biāo)多變量的復(fù)雜外形優(yōu)化設(shè)計(jì)工作。

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Aerodynamic shape design and optimization method for a new blended lifting body

Li Zhiyu，Tang Zhigong，Yang Yanguang，Yuan Xianxu，Tang Xiaowei
(China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang621000，China)

Taking the references of the high lift-to-drag ratio vehicle aerodynamic shape design experiences，aimed at the aerodynamic performance requirements of the reenter vehicle，a blended lifting body aerodynamic shape with high lift-to-drag ratio is investigated to fit the various requirements of the reentry vehicle，and to quest a balance between the aerodynamic performance of the traditional wing/body shape and the high cubage efficiency of lifting body.The prophase research shows that it is an advisable method to develop the blended lifting body aerodynamic shape optimization method by building the blended lifting body model，researching the parameterization method for the blended lifting body aerodynamic shape，selecting the design variables and their range，researching the optimization algorithm，building the blended lifting body aerodynamic shape design and optimization tool.In this paper，the optimization process is proposed by integrating the geometry dimensions parameterization program，the automatic grid generation technique and the fast aerodynamic numerical calculation program based on Euler equations.A fast aerodynamic shape optimization method is developed，and the optimization result is obtained and analyzed.A new blended lifting body shape with high lift-to-drag ratio is designed.The new shape provides an useful reference for the reentry vehicle design，and the optimization method has obvious advantages in computing speed and cost，and lays a technique foundation for the practical complex aerodynamic shape optimization.

blended lifting body;parameterization;lift-to-drag ratio;optimization

V211.3

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2013.0047

0258-1825(2015)01-0048-06

2013-04-22;

2013-06-10

李治宇(1985-)，男，碩士，助理工程師，研究方向:氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)及高超聲速氣動(dòng)力計(jì)算.E-mail:lizhiyu@mail.ustc.edu.cn

李治宇，唐志共，楊彥廣，等.新概念融合升力體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)優(yōu)化方法研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(1):48-53.

10.7638/kqdlxxb-2013.0047.Li Z Y，Tang Z G，Yang Y G，et al.Aerodynamic shape design and optimization method for a new blended lifting body［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(1):48-53.