基于CSD-CFD技術(shù)的可變厚度機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及綜合優(yōu)化研究.pdf

1、智能材料及結(jié)構(gòu)在變體機(jī)翼及飛行器上的應(yīng)用是近年來(lái)飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域的熱點(diǎn)問(wèn)題之一。本文針對(duì)基于形狀記憶合金（SMA）驅(qū)動(dòng)器的變體機(jī)翼設(shè)計(jì)及自適應(yīng)變形優(yōu)化等關(guān)鍵問(wèn)題，建立了適用于SMA驅(qū)動(dòng)器冷卻系統(tǒng)設(shè)計(jì)及氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)的理論方法。設(shè)計(jì)了帶有彈性上蒙皮的可變厚度機(jī)翼模型；針對(duì) SMA絲驅(qū)動(dòng)器的冷卻問(wèn)題，提出了一種新型的SMA絲快速冷卻方法并進(jìn)行了數(shù)學(xué)建模型及實(shí)驗(yàn)分析；針對(duì)機(jī)翼變形過(guò)程中的氣動(dòng)性能最優(yōu)化問(wèn)題，發(fā)展了基于CFD/CSD技術(shù)的流場(chǎng)伴

2、隨方程數(shù)值優(yōu)化方法，開(kāi)發(fā)了相應(yīng)的計(jì)算分析程序。通過(guò)不同飛行條件下的算例驗(yàn)證了該方法的可行性。研究工作主要包括以下幾個(gè)部分：
　　(1)設(shè)計(jì)了以NASA SC(2)-0518翼型為原型的展向等截面可變厚度變體機(jī)翼?；赟MA絲設(shè)計(jì)了可驅(qū)動(dòng)機(jī)翼上蒙皮變形的直線位移驅(qū)動(dòng)器。設(shè)計(jì)了適用于SMA絲快速冷卻的套管式強(qiáng)制對(duì)流冷卻冷卻系統(tǒng)，并以高壓儲(chǔ)氣罐內(nèi)的空氣作為冷卻氣源?；谝辉鲃?dòng)方程建立了冷卻過(guò)程的數(shù)學(xué)模型，對(duì)冷卻系統(tǒng)的氣罐放氣時(shí)間、放氣

3、壓力及兩種冷卻條件下的冷卻時(shí)間進(jìn)行了預(yù)測(cè)，并通過(guò)冷卻時(shí)間測(cè)試實(shí)驗(yàn)對(duì)數(shù)學(xué)模型的準(zhǔn)確性進(jìn)行了驗(yàn)證。
　　(2)針對(duì)變體機(jī)翼氣動(dòng)性能分析過(guò)程中粘性流場(chǎng)控制方程及伴隨方程的求解，發(fā)展了一套適用于低速/中高速流動(dòng)的統(tǒng)一數(shù)值計(jì)算方法。分別使用了AUSM類矢通量分裂格式及Jst中心差分格式對(duì)無(wú)粘通量和粘性通量進(jìn)行離散計(jì)算。利用引入時(shí)間導(dǎo)數(shù)預(yù)處理的LU-SGS隱格式進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)計(jì)算，有效提高了計(jì)算效率和穩(wěn)定性。對(duì)于湍流計(jì)算采用 S-A單方程模型和

4、SST量方程模型進(jìn)行模擬。基于格心格式的有限體積方法建立了用于流場(chǎng)分析及氣動(dòng)優(yōu)化計(jì)算的分塊式結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。對(duì)于氣動(dòng)外形變化導(dǎo)致的網(wǎng)格變形，采用商業(yè)軟件ICEM-CFD的腳本功能實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格快速重建。通過(guò)高低速下兩個(gè)典型算例對(duì)數(shù)值方法的計(jì)算精度、預(yù)處理方法的有效性及時(shí)間推進(jìn)的收斂性進(jìn)行了考察驗(yàn)證。
　　(3)對(duì)氣動(dòng)載荷及SMA驅(qū)動(dòng)器同時(shí)作用下的蒙皮變形進(jìn)行了應(yīng)用CFD方法和CSD靜力學(xué)的耦合數(shù)值分析研究。為建立蒙皮彈性變形控制方程，結(jié)合基于

5、Mindlin板理論的彎曲平板單元及平面應(yīng)力單元建立了8節(jié)點(diǎn)矩形殼單元，以此對(duì)蒙皮及彈性回位片進(jìn)行了仿真計(jì)算。采用徑向基函數(shù)（BRF）方法進(jìn)行了氣動(dòng)載荷和變形位移的精確插值，基于松耦合方法對(duì)流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)場(chǎng)進(jìn)行耦合求解，結(jié)合蒙皮變形時(shí)驅(qū)動(dòng)點(diǎn)位移與SMA驅(qū)動(dòng)器直線位移之間的數(shù)學(xué)關(guān)系建立了氣動(dòng)外形的變形控制方程。
　　(4)基于偏微分方程的控制論，以翼型某項(xiàng)氣動(dòng)性能為目標(biāo)函數(shù)，氣動(dòng)外形控制方程為控制函數(shù)，N-S方程作為約束條件，將氣動(dòng)外形

6、優(yōu)化問(wèn)題轉(zhuǎn)化為控制問(wèn)題。通過(guò)令氣動(dòng)參數(shù)變分表達(dá)式中關(guān)于流場(chǎng)變量變分量的系數(shù)為0，導(dǎo)出了流場(chǎng)伴隨方程及相應(yīng)的伴隨邊界條件。從而使目標(biāo)函數(shù)梯度計(jì)算量縮減為2次N-S方程的計(jì)算量，且與設(shè)計(jì)變量的數(shù)目無(wú)關(guān)。將伴隨方程形式轉(zhuǎn)化為與 N-S方程類似的形式以便于采用統(tǒng)一的流場(chǎng)求解方法。推導(dǎo)了以升力、阻力及升阻比為目標(biāo)函數(shù)的梯度具體表達(dá)式。在30m/s和0.6Ma兩種自由來(lái)流工況下對(duì)本文設(shè)計(jì)的變體機(jī)翼進(jìn)行了變形優(yōu)化分析，通過(guò)與傳統(tǒng)遍歷計(jì)算及有限差分梯度