内容发布更新时间 : 2024/6/18 22:04:31星期一 下面是文章的全部内容请认真阅读。

超声速翼型的气动特性优化设计研究综述

超声速流动

超声速流动，流场中所有各点的流速都大于当地声速的流动。超声速流动中一般要出现激波。超声速流动有内流和外流之分。

超声速风洞和火箭发动机喷管中的超声速流动属于超声速内流；工业上喷气纺纱和粉末冶金等技术中所利用的超声速射流也属于超声速内流。

超声速飞机和导弹周围的流动则属超声速外流。通常超声速外流是指整个流场或流场中绝大部分地区都是超声速流动的情形。在飞行马赫数比 1大很多时,会出现一些特殊的流动现象，属于高超声速流动的范围。一般超声速流动的马赫数在1.5～5.0之间。

定常超声速流动的一个重要特征是：流场中任何扰动的影响范围都是有界的，任何扰动都表现为波的形式。当超声速气流发生膨胀或依次受到一系列微弱压缩时，扰动的始末界限都是马赫线（见普朗特－迈耶尔流动）。图1是超声速气流流过菱形翼型时的流动情况。

翼型

在空气动力学中，翼型通常理解为二维机翼，即剖面形状不变的无限翼展机翼。

飞行器以超声速运动时，经受到一种低速或亚声速运动时所没有的阻力——波阻。在小扰动理论的前提下，可以用动量变化的关系来说明波阻的产生。线性化理论表明，波阻系数正比于物体相对厚度的平方。所以超声速飞行器的外形要尽量细长，翼型的相对厚度要尽量小。合乎这些原则的飞行器，在小攻角下作超声速飞行时，其升力和波阻等气动力参量可用线性理论计算得到。

以超声速飞行的飞行器，为了减小波阻常采用尖前缘的对称翼型。常见的翼型有菱形、六面形和由上下两圆弧组成的双凸翼型。由于飞机要在低速到高速的整个范围内使用，翼型的选用必须兼顾高、低速特性，而且采用后掠可使超声速飞机的机翼保持亚声速前缘，所以大多数超声速飞机仍采用小钝头的亚声速翼型。而超声速导弹主要用作超声速飞行，因此弹翼多采用超声速翼型。

随着航空科学的发展，世界各主要航空发达的国家建立了各种翼型系列。美国有NACA系列，德国有DVL系列，英国有RAF系列，苏联有ЦΑΓИ系列等。这些翼型的资料包括几何特性和气动特性，可供气动设计人员选取合适的翼型。

超声速翼型气动优化设计

摘 要：首先分析了几何外形和相对厚度对超声速翼型气动特性的影响。基于遗传算法（ＧＡ）和气动力快速工程算法，对于相对厚度为３．５％的多边形翼型进行优化设计，多边形翼型的优化外形趋于四边形，最大厚度点后移到翼型弦线的６０％左右，随着迎角或者马赫数增大下翼面会变薄，上翼面变厚，最大厚度点相应稍有后移。对于相对厚度为４％的双圆弧翼型，采用两步优化设计方法，第１步优化结合基于Ｂ样条的类别形状函数变换（ＣＳＴ）参数化方法与小波分解方法，实现几何外形的局部控制与光顺处理，并且采用本征正交分解

（ＰＯＤ）代理模型降低优化过程中流场计算的工作量；第２步优化采用基于Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的最速下降法（ＳＤＡ），修正第１步优化中代理模型和小波光顺引入的误差；优化设计得到的翼型近似为四边形，其相对厚度最大点后移到翼型弦线的６０％～６５％处，升阻比可以提高７％

超音速翼型气动特性研究

摘要:该文研究方程为z= 的翼型在马赫数为2，攻角分别为0°，2°情形下的气动特性，通过对翼型进行离散化处理来近似求解，并逐步减小空间步长来提高解的精度。在各种步长及攻角下，计算求得翼型头部斜激波后的流动参数，逐步循环迭代或累加得到各分区相应气动参数，分析了翼型的气动特性。

超声速双层翼翼型的阻力特性研究

摘要：以布兹曼双层翼为基础，采用基于压力梯度自适应的非结构网格求解欧拉方程的计算流体力学(CFD)方法，计算分析了双层翼翼型的厚度和翼面间距对阻力特性的影响。在马赫数为1.7 的情况下，由于激波的反射和干涉，超声速双层翼翼型的阻力系数仅为0.00189，为相同厚度菱形翼型的1/15。本文通过进一步的研究发现：减少翼型厚度对于双层翼翼型设计马赫数的阻力系数有一定的影响，且与超声速状态相比，厚度对于亚声速状态的阻力影响更大，厚度减少20%，亚声速状态的阻力系数减少可达60%以上；翼面间距对阻力特性的影响相对复杂，设计马赫数之前的阻力系数与翼面间距成反比，而设计马赫数之后的阻力系数与翼面间距成正比。在此基础上，基于激波的反射及干涉效应，提出了一种双设计状态的双层翼翼型，在最佳设计点之前，双层翼之间的激波/膨胀波会有两次反射，使翼型前后的压力基本相同，阻力系数出现一次下降。随着马赫数的增加马赫角减少，激波经过一次反射就能使翼型前后的压力基本相同，使翼型达到最佳设计状态。计算结果表明，双设计状态双层翼能够使双层翼翼型在两个设计点都具有较低的阻力系数。

超声速翼身组合体激波阻力优化的ＥＦＣＥ算法

摘 要：超声速飞行器的横截面积分布对其激波阻力的影响十分显著，合理的机翼和机身横截面积分布可以显著降低其激波阻力。使用类别形状函数变换（ＣＳＴ）方法对机身进行基于横截面积分解的ＣＳＴ参数化外形表示，在此基础上提出了扩展的远场组元（ＥＦＣＥ）超声速翼身组合体激波阻力优化算法，并使用该方法对超声速客机翼身组合体进行外形化，使其激波阻力系数降低了３９％。研究结果表明：由于只进行一个方向上的面积分解，机身ＣＳＴ参数化所使用的参数数量和相应优化过程的计算量比机翼大幅降低；经过ＥＦＣＥ激波阻力优化的机身具有较为明显的面积率修形“蜂腰”特征。

超音速翼型激波边界层干扰的数值模拟

摘 要 通过求解可压缩雷诺平均N-S方程(RANS)和S-A湍流模型, 数值模拟了菱形翼型在超音速情况下的流动, 并对在超音速飞行中襟翼偏转产生的激波-边界层干扰现象进行了分析和比较。计算得到的压力数与理论计算的结果比较吻合,力矩系数也符合理论分析的结果。

基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究

摘要：针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻，本文与传统单翼进行对比，分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导弹为研究对象，数值计算结果表明：设计巡航条件下，来流马赫数为2.5 时，采用新型双翼气动布局能够使波阻减小42％。同时，为了消除非设计马赫数下Busemann双翼构型的壅塞问题，本文探索了一种转折变形翼面技术，计算结果表明：通过控制机翼前缘入口处和最大厚度处的面积比，该方案在非设计条件下能够基本消除阻力剧增问题。此外，在Busemann双翼基础上改进的上下翼非对称的超音速双翼构型可进一步改善实际有升力飞行条件下模型的气动性能，将所计算导弹模型巡航状态的升阻比提高了22%。综合以上结果表明，本文介绍的减阻技术可以为超声速导弹的研制和发展提供新的设计思路。

基于FCE 方法的超声速机翼厚度分布优化

摘要:远场组元( Far-field Composite Element，FCE) 激波阻力优化方法是基于类别形状函数变换( Class Shape Transformation，CST) 参数化方法发展出的一种超声速飞行器气动外形优化方法。文章使用CST 参数化方法对超声速客机的大后掠机翼进行外形参数化，并以机翼容积和局部相对厚度为约束条件，使用FCE 方法对其厚度分布进行以激波阻力最小为设计目标的快速优化。与原机翼相比，FCE 优化方法使机翼激波阻力系数降低达61%，是超声速飞行器概念设计阶段降低激波阻力十分有用的优化方法。

减小翼型激波阻力的鼓包流动控制技术

摘 要：针对２０２０年使用的Ｎ＋２代民用飞机的翼身融合（ＢＷＢ）布局发展需要，以减小激波阻力为目标，采用计算流体力学（ＣＦＤ）方法，开展弱化激波、减小激波阻力的鼓包流动控制技术研究。提出了λ形激波结构“强干扰”和等熵压缩“弱干扰”两种鼓包激波减阻流动控制原理，给出了两种鼓包基本形状设计方法和工程应用的可行性分析，指出λ形激波结构鼓包更易于在工程上实现。系统研究了产生λ形激波结构的鼓包位置、高度和长度等参数对控制激波与减小波阻的影响规律，提出了鼓包参数选择原则。研究结果表明，以激波强度和位置为依据，通过鼓包参数优化匹配，可达到弱化激波、减小波阻的目的，减阻效果显著，对ＲＡＥ２８２２和ＮＡＣＡ００１２翼型的最大减阻量分别可达到２１％和１２％。