高超聲速飛行器外形優(yōu)化設計技術研究.pdf

1、高超聲速飛行器作為實現(xiàn)“空天往返”和追求“全球即時到達”的有效工具，既可滿足情報搜集、通信保障、偵察監(jiān)控和武器裝備系統(tǒng)的遠程戰(zhàn)略投送等軍事需求，也是發(fā)展未來跨大氣層飛行器和實現(xiàn)高速遠程交通的潛在途徑，具有重要的研究和發(fā)展價值。本文從概念設計階段的外形優(yōu)化設計角度對高超聲速飛行器設計技術進行了以下個幾方面的研究：
　　 高超聲速飛行器概念設計階段需要綜合權衡氣動力/氣動熱、飛行軌跡、載荷條件、甚至雷達散射截面等各種設計因素，期望通

2、過一組較少的設計參數準確描述飛行器外形，快速實現(xiàn)尺寸和形狀驅動的參數化幾何建模。本文采用類型函數/形狀函數變換技術建立飛行器參數化幾何模型，通過調整少量尺寸參數或類型函數/形狀函數控制參數便可以衍生出多種設計構型。翼型、機翼、升力體和乘波體等典型布局飛行器的外形建模與應用表明該方法簡單、有效、適應性強，不僅能滿足飛行器概念設計階段外形優(yōu)化的要求，也為基于尺寸和形狀驅動的飛行器多學科設計優(yōu)化奠定了基礎。
　　 概念設計階段需要對眾

3、多外形設計方案進行考察、比較和篩選。鑒于飛行器設計初期便大量使用CFD方式計算氣動特性仍然面臨著計算效率方面的挑戰(zhàn)，風洞試驗和經典工程方法的大量應用盡管已經表明其能夠提供具有一定精度的估算結果，但都未很好地考慮真實氣體效應。本文結合經典的切楔法、切錐法、Prandtl-Meyer法和參考溫度法分別對升力體高超聲速風洞試驗模型、乘波體構型和類X-33外形進行了高超聲速氣動力廣氣動熱工程估算，計算結果表明工程方法能夠滿足概念設計精度需要。在

4、此基礎上，通過引入考慮真實氣體效應的工程方法使無翼再入飛行器的氣動力/氣動熱估算在一定程度上計及真實氣體效應。
　　 為以合理的計算開銷完成外形優(yōu)化，提出了一種使用最優(yōu)拉丁超立方抽樣進行實驗設計，將徑向基函數作為近似方法，并通過序貫采樣后驗策略改善擬合優(yōu)度的代理模型構建方法。對升力體外形實現(xiàn)了以升阻比和容積利用率最大化為目標的折衷優(yōu)化，得到包含一系列改進設計方案的Pareto-前端與Pareto-解集，其中，升力體布局得到的優(yōu)化

5、構型目標響應相對實際分析值誤差均在6.1％以內。優(yōu)化設計結果表明該方法既可以通過代理模型大幅提升設計效率，降低應用全局優(yōu)化算法的計算復雜度，又能夠得到滿足概念設計精度需要的設計方案，有利于概念設計中定量高效地實現(xiàn)多個設計目標的折衷優(yōu)化，明確飛行器外形修改方向。
　　 針對概念設計需要綜合比較一系列備選方案的設計需求，提出了一種基于減法聚類從高維Pareto-前端中提取典型設計構型并運用分層圖這一可視化方式實現(xiàn)最優(yōu)設計構型定量篩選

6、的設計思路。無翼再入飛行器的設計實踐表明，綜合考慮升阻比、容積利用率最大化和熱流量最小化的多目標優(yōu)化設計，可以在不損失容積利用率的情況下，使設計點處配平升阻比從0.65提高到0.94。該方法既有利于概念設計中有效壓縮設計空間，又便于確定飛行器外形設計參數選擇的方向和范圍。
　　 最后，以無翼再入飛行器外形設計為例，通過加入基于Gauss偽譜法的軌跡優(yōu)化模塊，實現(xiàn)了高超聲速再入飛行器的外形多學科設計優(yōu)化。在滿足軌跡約束條件的情況下