航天飛機(jī)翼型自適應(yīng)前緣的外形優(yōu)化設(shè)計.pdf

1、航天飛機(jī)在再入大氣過程中經(jīng)歷了巨大的速度與環(huán)境變化，其機(jī)翼應(yīng)該兼顧各種復(fù)雜的性能要求。自適應(yīng)機(jī)翼的概念能很好地解決這一問題。本文只設(shè)計具有自適應(yīng)前緣的翼型，而并不對其結(jié)構(gòu)與控制系統(tǒng)加以研究，以期得到能夠降低熱流密度的高超聲速翼型前緣與提高升阻比的亞聲速翼型前緣。
　　首先，本文采用解析函數(shù)線性擾動法進(jìn)行翼型參數(shù)化，用改進(jìn)的Hicks-Henne型函數(shù)修改翼型前緣形狀。基于有限體積法對基準(zhǔn)翼型在典型再入軌道的流場進(jìn)行分析，確定高超聲

2、速翼型的優(yōu)化工況與亞聲速著陸時翼型的優(yōu)化工況。
　　針對兩種優(yōu)化工況，本文采用Latin Hypercube法設(shè)計試驗點各生成150個樣本翼型，運(yùn)用CFD-Fastran軟件求解樣本翼型的駐點熱流（高超聲速工況）與升阻比（亞聲速工況）作為響應(yīng)值，分別構(gòu)建熱流密度與氣動特性的4階響應(yīng)面近似模型。然后采用多島遺傳算法在兩類優(yōu)化工況下，分別以駐點熱流密度與升阻比作為優(yōu)化目標(biāo)，以參數(shù)化翼型的線性擾動項的系數(shù)作為設(shè)計變量，求解最優(yōu)翼型。