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组合动力飞行器多学科设计优化方法 版权信息
- ISBN：9787030703408
- 条形码：9787030703408 ; 978-7-03-070340-8
- 装帧：一般胶版纸
- 册数：暂无
- 重量：暂无
- 所属分类：>
组合动力飞行器多学科设计优化方法 内容简介
本书旨在将多学科设计优化技术应用于组合动力飞行器的概念设计阶段。为此，首先实现和验证了学科分析中常用的数值计算方法、工程估算方法、试验设计方法以及代理模型技术，为简化学科分析过程，提高优化效率打下前期基础；然后通过对比和应用，选择了适合飞行器外形学科分析的参数化建模方法；很后在各学科分析模型和代理模型基础上，建立了组合动力飞行器学科关系矩阵，梳理了外形、气动、推进、质量和弹道学科之间的参数耦合关系，提出了两层集成优化的优化策略，实现了以很小爬升时间为优化目标的多学科设计分析与多学科设计优化过程。
组合动力飞行器多学科设计优化方法 目录
目录
丛书序
前言
英文缩写表
第1章绪论1
1.1研究背景与意义/1
1.2组合动力飞行器研究概况/4
1.2.1组合动力飞行器气动外形/4
1.2.2吸气式冲压发动机/6
1.2.3组合动力飞行器弹道设计与优化/10
1.3多学科设计优化方法研究概况/13
1.3.1MDO模型/13
1.3.2MDO策略/14
1.3.3基于代理模型的优化/16
1.4研究内容与框架/18
第2章组合动力飞行器设计中的研究方法与验证21
2.1数值方法与验证/21
2.1.1三维低速外流数值方法与验证/21
2.1.2三维跨声速外流数值方法与验证/28
2.1.3三维高超声速外流数值方法与验证/30
2.1.4超声速内流数值方法与验证/32
2.2气动性能工程估算方法/36
2.2.1高超声速工程估算方法/36
2.2.2面元划分与法向量确定/39
2.2.3算例验证/41
2.3试验设计与数据分析/42
2.3.1OED问题定义/42
2.3.2极差分析/44
2.3.3方差分析/45
2.4代理模型及加点方法的实现及验证/46
2.4.1Kriging模型原理/46
2.4.2函数验证/47
2.4.3*大MSPE加点方法/49
2.4.4Kriging模型的工程应用/51
2.5小结/52
第3章参数化建模方法研究与比较53
3.1二维参数化建模方法在翼型设计中的应用/53
3.1.1B样条方法/53
3.1.2CST方法/56
3.1.3SVD正交分解方法/59
3.1.4PARSEC方法/61
3.1.5HicksHenne方法/63
3.2二维参数化建模方法的比较/63
3.2.1基函数对比/63
3.2.2翼型拟合能力对比/65
3.3三维参数化建模方法/67
3.3.1三维CST方法/67
3.3.2FFD方法/68
3.3.3FFD方法应用实例/69
3.4小结/73
第4章RBCC发动机热力学模型建立与分析75
4.1RBCC发动机理想模型/75
4.2RBCC发动机性能分析/77
4.2.1引射模态/78
4.2.2冲压模态/82
4.2.3超燃冲压模态/83
4.2.4火箭模态/83
4.3算例验证/84
4.4RBCC发动机性能参数化研究/87
4.4.1工作高度对发动机性能的影响/88
4.4.2发动机尺寸的影响/89
4.4.3发动机内部截面比例的影响/90
4.5小结/91
第5章组合动力飞行器弹道设计92
5.1弹道方程/92
5.2以RBCC发动机为动力系统的等动压上升弹道设计/93
5.2.1起飞质量的影响/95
5.2.2发动机尺寸的影响/98
5.2.3飞行动压的影响/99
5.2.4具有实际意义的宽速域弹道分析/101
5.3有动力再入弹道设计/103
5.4弹道优化/106
5.4.1Radau伪谱法/106
5.4.2爬升弹道优化/106
5.4.3再入弹道优化/107
5.5小结/110
第6章组合动力飞行器气动外形设计研究112
6.1基于锥导乘波理论的宽速域滑翔飞行器设计方法/112
6.1.1锥导乘波体设计方法/113
6.1.2等激波角宽速域乘波设计方法/115
6.1.3等激波角宽速域乘波飞行器控制参数/116
6.2吻切锥变马赫数宽速域乘波飞行器设计方法/117
6.2.1设计方法/117
6.2.2设计参数选取/121
6.2.3设计方法验证/121
6.2.4高速气动性能分析/123
6.3吻切锥涡升宽速域乘波飞行器设计方法/129
6.3.1设计方法/129
6.3.2设计参数选取/134
6.3.3设计方法验证/135
6.3.4高速气动性能分析/136
6.3.5低速气动性能分析/147
6.4宽速域滑翔飞行器与乘波体性能比较/150
6.4.1研究模型/150
6.4.2气动性能分析方法/153
6.4.3气动性能比较/153
6.5基于锥导理论的吸气式巡航飞行器设计方法/157
6.5.1设计思路/158
6.5.2参数化设计方法/159
6.6吸气式巡航飞行器性能分析/161
6.6.1性能分析方法/161
6.6.2仿真结果与气动性能分析/162
6.6.3构型设计参数对性能的影响分析/167
6.7小结/173
第7章组合动力飞行器多学科设计优化研究175
7.1MDO方法的实现/175
7.1.1变量定义/175
7.1.2MDO方法与实现过程/176
7.2飞行器学科分析模型/176
7.2.1几何分析模型/176
7.2.2气动分析模型/180
7.2.3推进系统模型/182
7.2.4质量分析模型/184
7.2.5弹道性能模型/186
7.3组合动力飞行器MDO框架/186
7.4组合动力飞行器MDO实现与分析/188
7.4.1模型初始化MDA分析/188
7.4.2MDO过程和结果/190
7.4.3优化构型性能分析/194
7.5小结/196
参考文献198
附录DOE分析支撑数据213
丛书序
前言
英文缩写表
第1章绪论1
1.1研究背景与意义/1
1.2组合动力飞行器研究概况/4
1.2.1组合动力飞行器气动外形/4
1.2.2吸气式冲压发动机/6
1.2.3组合动力飞行器弹道设计与优化/10
1.3多学科设计优化方法研究概况/13
1.3.1MDO模型/13
1.3.2MDO策略/14
1.3.3基于代理模型的优化/16
1.4研究内容与框架/18
第2章组合动力飞行器设计中的研究方法与验证21
2.1数值方法与验证/21
2.1.1三维低速外流数值方法与验证/21
2.1.2三维跨声速外流数值方法与验证/28
2.1.3三维高超声速外流数值方法与验证/30
2.1.4超声速内流数值方法与验证/32
2.2气动性能工程估算方法/36
2.2.1高超声速工程估算方法/36
2.2.2面元划分与法向量确定/39
2.2.3算例验证/41
2.3试验设计与数据分析/42
2.3.1OED问题定义/42
2.3.2极差分析/44
2.3.3方差分析/45
2.4代理模型及加点方法的实现及验证/46
2.4.1Kriging模型原理/46
2.4.2函数验证/47
2.4.3*大MSPE加点方法/49
2.4.4Kriging模型的工程应用/51
2.5小结/52
第3章参数化建模方法研究与比较53
3.1二维参数化建模方法在翼型设计中的应用/53
3.1.1B样条方法/53
3.1.2CST方法/56
3.1.3SVD正交分解方法/59
3.1.4PARSEC方法/61
3.1.5HicksHenne方法/63
3.2二维参数化建模方法的比较/63
3.2.1基函数对比/63
3.2.2翼型拟合能力对比/65
3.3三维参数化建模方法/67
3.3.1三维CST方法/67
3.3.2FFD方法/68
3.3.3FFD方法应用实例/69
3.4小结/73
第4章RBCC发动机热力学模型建立与分析75
4.1RBCC发动机理想模型/75
4.2RBCC发动机性能分析/77
4.2.1引射模态/78
4.2.2冲压模态/82
4.2.3超燃冲压模态/83
4.2.4火箭模态/83
4.3算例验证/84
4.4RBCC发动机性能参数化研究/87
4.4.1工作高度对发动机性能的影响/88
4.4.2发动机尺寸的影响/89
4.4.3发动机内部截面比例的影响/90
4.5小结/91
第5章组合动力飞行器弹道设计92
5.1弹道方程/92
5.2以RBCC发动机为动力系统的等动压上升弹道设计/93
5.2.1起飞质量的影响/95
5.2.2发动机尺寸的影响/98
5.2.3飞行动压的影响/99
5.2.4具有实际意义的宽速域弹道分析/101
5.3有动力再入弹道设计/103
5.4弹道优化/106
5.4.1Radau伪谱法/106
5.4.2爬升弹道优化/106
5.4.3再入弹道优化/107
5.5小结/110
第6章组合动力飞行器气动外形设计研究112
6.1基于锥导乘波理论的宽速域滑翔飞行器设计方法/112
6.1.1锥导乘波体设计方法/113
6.1.2等激波角宽速域乘波设计方法/115
6.1.3等激波角宽速域乘波飞行器控制参数/116
6.2吻切锥变马赫数宽速域乘波飞行器设计方法/117
6.2.1设计方法/117
6.2.2设计参数选取/121
6.2.3设计方法验证/121
6.2.4高速气动性能分析/123
6.3吻切锥涡升宽速域乘波飞行器设计方法/129
6.3.1设计方法/129
6.3.2设计参数选取/134
6.3.3设计方法验证/135
6.3.4高速气动性能分析/136
6.3.5低速气动性能分析/147
6.4宽速域滑翔飞行器与乘波体性能比较/150
6.4.1研究模型/150
6.4.2气动性能分析方法/153
6.4.3气动性能比较/153
6.5基于锥导理论的吸气式巡航飞行器设计方法/157
6.5.1设计思路/158
6.5.2参数化设计方法/159
6.6吸气式巡航飞行器性能分析/161
6.6.1性能分析方法/161
6.6.2仿真结果与气动性能分析/162
6.6.3构型设计参数对性能的影响分析/167
6.7小结/173
第7章组合动力飞行器多学科设计优化研究175
7.1MDO方法的实现/175
7.1.1变量定义/175
7.1.2MDO方法与实现过程/176
7.2飞行器学科分析模型/176
7.2.1几何分析模型/176
7.2.2气动分析模型/180
7.2.3推进系统模型/182
7.2.4质量分析模型/184
7.2.5弹道性能模型/186
7.3组合动力飞行器MDO框架/186
7.4组合动力飞行器MDO实现与分析/188
7.4.1模型初始化MDA分析/188
7.4.2MDO过程和结果/190
7.4.3优化构型性能分析/194
7.5小结/196
参考文献198
附录DOE分析支撑数据213
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组合动力飞行器多学科设计优化方法 节选
第1章绪论 在过去的一百多年里，人类掌握了航空航天领域的多项关键技术，并且发明了各式各样的航空器、航天器。飞行成了日常生活中不可或缺的旅行方式，载人航天正带领人类开拓新的空间。在全球化进程中，飞机飞行速度的提升可以进一步拉近世界各地距离，提高合作效率，因此超声速客机和高超声速运载器的研究一直备受关注。与此同时，在航天领域，以更加经济可重复的方式将有效载荷送入太空，或者实现空间自由往返，是未来发展的趋势[13]。因此，航空与航天之间的界限将因为组合动力飞行器的出现而变得模糊。 宽速域飞行器指能够在两个或两个以上速域范围内自主飞行的飞行器，其中全速域飞行器能够实现在低速、跨声速、超声速和高超声速条件下自主飞行。作为客机，它能够实现自主水平起降和高超声速巡航，进一步缩短旅行时间；作为航天运载器，它可以替代火箭将载荷运至临近空间后返回地面，节约发射成本；作为武器，它能够更加快速灵活，降低被拦截概率。由于该类飞行器的研发涉及先进的气动外形设计理论、组合动力发动机技术、宽速域控制技术、结构和气动弹性技术、热防护等学科及学科间耦合问题，因此它成为大国之间综合实力比拼的焦点之一。 1.1研究背景与意义 近年来，美国开展了多项新概念飞行器的飞行试验，并在高超声速飞行器技术及空间往返飞行器等领域取得突破性进展。美国国防部高级研究计划局在先进全速域发动机（AFRE）项目上的投资从2017年的1350万美元增加到2019年的5302.8万美元[46]，可见美国正致力于发展全速域飞行器技术。随着洛马公司研制SR72的消息发布（图1.1）[7]，涡轮基组合循环（TBCC）发动机技术无疑成了AFRE项目的重点发展对象。该型发动机的构想是让双模态超燃冲压发动机和涡轮发动机共用进气道和尾喷管[8]（图1.2），从而充分发挥美国在涡轮发动机和双模态冲压发动机领域的技术优势。2017年7月，美国政府官员在AIAA推进与能源会议期间透露，美国高超声速飞机的发展和方案选择将发生重大调整，将采取“爬走跑”的渐进式路径，采取“先机载发射、再水平起降”的思路分两步发展：一是利用载机从空中放飞，分离后利用火箭助推到高超声速，再利用吸气式动力巡航；二是采用组合发动机，实现在常规跑道上水平起降。同时，美国Hermeus公司也披露了高超声速民用飞机计划，同样计划采用TBCC发动机，*大巡航速度将达到马赫数5[9]，如图1.3所示。除此之外，波音公司的高超声速幻影快车、德国宇航中心的Sanger、英国的云霄塔、欧洲联盟的HEXAFLY飞行器等均为近年来提出的面向空间往返设计的新概念飞行器系统[3，10]。 图1.1SR72想象图[3] 图1.2SR72采用的TBCC示意图[7] 图1.3高超声速民用飞机想象图[9] 图1.4HAWC概念构型及作战想象图[9] 高超声速是组合动力飞行器技术难度*大的速域之一，高超声速飞行器的研发是发展组合动力飞行器的关键环节，已经成为世界各大国军备竞争的重点突破方向[8]。美国国防部在2019财年投入高超声速领域的财政预算比2018年增长61%，超过10亿美元，多项预研项目将转入型号研制[11]。2020财年，美军的高超声速科研项目经费更是达到了26亿美元[9]。其中，高超声速吸气式武器方案（HAWC）项目是美军在该领域的重点发展方向之一，意图演示和验证低成本空射型巡航导弹技术。2019年5月，*新HAWC概念图公布，其概念图与作战方案构想如图1.4所示。该图展示出该项目计划采用火箭助推和超燃冲压两级动力方案[9]。HAWC的飞行试验原定于2019年年底展开，而在2020年6月，有消息称一枚HAWC导弹原型机在开展系留飞行试验过程中意外脱离载机并发生损坏。此次意外展现了HAWC试验进度的滞后，也从侧面反映了试验难度。 2018年，俄罗斯公布了“匕首”高超声速航空弹道导弹和先锋高超声速助推滑翔导弹，成为首个部署高超声速武器的国家[8，9，11]。2019年2月，俄罗斯又公开了锆石高超声速反舰导弹的飞行性能[9]，其*大飞行马赫数为9，航程达到1000km，很大可能具备了吸气式巡航能力[12]。日本于2018年首次披露了高超声速巡航武器关键技术研究项目，致力于研发长航时超燃冲压发动机技术、高超声速飞发一体化技术，以及耐热材料与结构技术等[8，13]。2019年防卫装备厅拨付3.9亿元用于高超声速巡航导弹技术研究[14]。英国反应发动机公司（REL）开展了佩刀吸气式火箭发动机（SABRE）研究，计划应用于“云霄塔”空天飞机。当前该发动机已完成马赫数5条件下的1000℃高温热试车，加快了空天飞机动力系统的研发进度[9，11]。此外，印度、法国等国家也启动了高超声速巡航武器的研发计划[9，15]。 尽管我国航空工业起步较晚，但是在几代人的不懈努力下，我国还是在高超声速飞行器技术及双模态冲压发动机技术等领域取得许多成果。以此为基础，通过预先研究，有希望在后续组合动力飞行器的研究中走在世界前列。然而我国的航空工业基础相对薄弱，应该充分吸取美国、俄国等国家在研究和试验等方面的经验教训，避免走弯路。21世纪以来，美国多次进行HTV2、X51A等验证机的飞行试验，但大多以失败告终，这很大程度上是由于没能兼顾各个学科的发展导致的。例如HTV2飞行器采用了乘波体构型设计，具有较好的气动性能，然而在2010年的飞行试验中，因控制系统故障导致试验失败。这充分表明高超声速飞行器的设计自始至终都应充分考虑各个学科的协调发展。因此，飞行器多学科设计优化具有重要的研究价值。以下将分别根据组合动力飞行器的研究现状和多学科设计优化技术的研究现状综述国内外研究发展现状。 1.2组合动力飞行器研究概况 1.2.1组合动力飞行器气动外形 飞行器设计首先要考虑的是气动外形[16]。气动外形直接影响飞行器的航程、弹道、经济性、稳定性和操纵性[17]。伴随着临近空间飞行器技术及超燃冲压发动机技术的发展，飞行器的飞行包线有望覆盖低速到高超声速之间的所有速域，因此设计或改进飞行器气动外形具有重要意义，使其在宽速域条件下均具备良好气动性能。然而低速条件下的不可压流场和超声速条件下的可压流场对飞行器气动外形的需求不同。例如，传统飞机常采用大展弦比机翼和圆头尖尾的翼型来提高升力，但这种构型在超声速下会产生巨大的波阻。解决该问题的一种方法是采用可变几何构型。这种方案早在19世纪40年代就已出现。比较典型的变几何构型飞行器包括美国的F14飞机和苏联的米格23，它们均可根据飞行速度的需要改变机翼后掠角，从而同时具备亚声速和超声速执行任务的能力[18]。长期以来，对可变形飞行器的研究也一直没有中断，例如Afonso等[19]通过在连接翼布局的基础上改变机翼扭转角和弯折角使其适应不同飞行条件。Liu等[20，21]通过多学科设计优化技术研究了变形乘波体构型，使其在大范围飞行包线内具备连续稳定的乘波特性。罗浩等[22，23]在宽速域类乘波构型的基础上加装可变菱形翼，通过调整机翼伸缩量适应不同的速度条件。Dou等[24]通过采用可变构型进气道对不同马赫数下的前体激波进行捕捉，为发动机保证了充足的进气量。然而可变形机构的设计难度大，操纵结构复杂且重量大，制约了飞机的载荷、隐身等性能。因此，从设计阶段就兼顾构型的宽速域性能也受到了广泛研究[25]。韩忠华等[26]通过优化方法，设计了在跨声速条件下有优秀性能的高超声速翼型，并应用于高超声速飞机的机翼设计。王发民等[27]设计了串联乘波体构型，增加了构型乘波速度范围。陈立立等[28]将不同乘波构型进行先拆解后组装，形成并联式宽速域乘波体。李世斌等[29，30]基于锥导乘波理论，提出了等物面角和等激波流场两类宽速域乘波构型。赵振涛等[31，32]利用密切锥理论变化密切锥乘波体底面流线追踪马赫数条件，使得到的宽速域乘波构型波后流场条件更加均匀，更适用于进气道一体化前体设计。 依据空气动力学理论设计的构型固然具备其独特的优势，但是面对复杂多变的来流环境，构型实际性能可能并不如预期。通过构型的参数化与优化设计能够产生更新颖的构型，并帮助设计者发现气动性能与构型形状之间的隐含规律[33，34]。随着计算机技术和数值仿真技术的进步，基于参数化建模的外形优化方法得到广泛研究。此类气动外形设计方法一般需要考虑三方面要素，即外形的参数化建模、气动参数计算方法选择和验证，以及优化算法的应用。 飞行器的参数化建模是气动外形设计和结构分析中十分重要的环节，是飞行器外形设计和优化的基础[35-37]。设计者按照一定规则给定的参数控制飞行器构型，并对该构型进行分析和优化，从而能够设计出满足一定约束和期望的外形。随着飞行器构型越来越复杂，设计精度要求越来越高，迫切需要发展拟合精度高、参数化范围广、设计变量少及对设计参数反应灵敏的参数化建模方法[38-40]。传统的方法是在已有构型的基础上不改变部件特征，仅以初级特征的控制参数作为设计变量[33，35，41-43]。例如图1.5中所展示的吸气式巡航飞行器构型是将各部件的尺寸和角度作为设计参数进行优化[44]。这种方法简单直观，能够充分利用已有信息并对各特征进行调整。然而该方法难以设计出高超声速飞行器一体化设计所需的各种复杂几何曲面，因此多种针对曲线和曲面设计的参数化建模方法应运而生。 图1.5吸气式巡航飞行器气动推进一体化构型整机参数化模型[44] L代表飞行器总长；Lf、Lm、La分别代表飞行器前体、发动机燃烧室、飞行器后体长度；Lc是发动机外罩长度；Hi和He分别代表发动机入口和出口高度；θc1和θc2分别代表**级和第二级压缩角 B样条方法是将一系列基函数通过控制点进行线性组合的方法。它因强大的局部修饰能力及灵活的控制特性而广泛应用于各类CAD软件[45]。在飞行器外形设计领域，它常被应用于飞机翼型的设计[4650]、高速飞行器截面曲线设计[51]、乘波构型基曲线设计[52]等。类别/形状函数转换（CST）法的提出是为了对翼型进行双层拟合[53，54]。该方法利用类函数确定基准曲线，再利用形状函数进一步修饰。由于类函数本身就可以给出翼型的普遍特征，因此该方法对翼型设计具有独特优势[55-62]。当前除了翼型设计，CST还广泛应用于翼身融合体截面和进气道基曲线等构型的设计[36，63-66]。PARSEC方法在翼型的优化设计中扮演着重要角色，其因固定的具有实际意义的设计变量而在气动研究和分析中广泛采用[67-69]。该方法与其他参数化建模方法的结合可以更加充分地展现其直观性优势[70，71]。除以上方法外，在翼型设计领域应用比较广泛的还有HicksHenne方法[40，48，72-75]和奇异值分解（SVD）方法[73，76]等。 在三维外形的参数化设计中，常用的做法是将二维条件下设计的曲线进行三维放样得到曲面。例如Zhang等[77]用二维CST方法设计了机翼根部、转折处和翼梢的翼型，然后放样得到机翼外形。Ma等[36]和Liu等[78]将高超声速升力体飞行器划分为若干截面，通过二维CST方法对截面曲线进行参数化设计，并通过放样的手段得到设计构型。而随着计算能力的增强，直接将平面参数化公式拓展为三维参数化公式，能够让设计的三维曲面更加可控。例如，Su等[79]和Straathof等[61，80]基于三维CST方法分别实现了X33飞行器的外形优化和三维机翼的精确设计。Han和Zingg[81]及Martin等[82]将三维B样条方法应用于机翼设计；Theisinger和Braun[83]利用三维有理B样条方法对高超声速返回舱的气动面进行了参数化设计。FFD方法与以上方法不同，它是在已有构型基础上通过空间映射，将初始构型形状用少量控制点坐标进行控制，如图1.6所示。该方法已经集成在SU2、Ansys等流体计算软件或代码中[84，85]，广泛应用于运载
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