本文關(guān)鍵詞：基于CFD的飛行器高保真度氣動外形優(yōu)化設(shè)計方法

  更多相關(guān)文章： 高超聲速飛行器 計算流體力學(xué) 邊界層轉(zhuǎn)捩 代理模型 優(yōu)化算法 氣動外形優(yōu)化

【摘要】：隨著計算機水平的發(fā)展,計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics, CFD)在飛行器設(shè)計中發(fā)揮著越來越重要的作用。與此同時,現(xiàn)代飛行器氣動外形的精細(xì)化設(shè)計對氣動特性預(yù)測精度和設(shè)計手段提出了更高的要求。結(jié)合高精度的CFD技術(shù)和高效的優(yōu)化設(shè)計方法進行飛行器氣動外形優(yōu)化設(shè)計是提高飛行器空氣動力學(xué)性能的有效手段。本文基于CFD方法,以超聲速/高超聲速流動為主,開展了流動數(shù)值模擬和氣動外形優(yōu)化設(shè)計方法研究。論文主要研究內(nèi)容為：1.建立了并行化的CFD模擬方法和計算程序,并對復(fù)雜高速湍流和轉(zhuǎn)捩流動進行了數(shù)值模擬。采用RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes)方法分析了計算格式等因素對湍流計算收斂性的影響,并對兩種κ-ω類湍流模型的高速流動預(yù)測性能進行了評估�；讦�-Reθt轉(zhuǎn)捩模型,提出了簡化的γ-SST轉(zhuǎn)捩模型。新的轉(zhuǎn)捩模型可以得到與γ-Reθt模型相差不大的計算結(jié)果,且其形式更為簡潔,計算量更小。此外,對γ-Reθt模型進行了高速流動情況下的壓縮性修正研究。2.發(fā)展了吳備單目標(biāo)／多目標(biāo)和局部／全局優(yōu)化能力的飛行器高保真度氣動外形優(yōu)化方法和流程。發(fā)展了適用于飛行器外形優(yōu)化的參數(shù)化建模與網(wǎng)格自動生成技術(shù)。研究并改進了粒子群和量子粒子群優(yōu)化算法,提高了算法的收斂速度和全局尋優(yōu)能力。改進了徑向基函數(shù)代理模型,并發(fā)展了基于代理模型技術(shù)的全局優(yōu)化流程,提高了基于CFD的高保真度優(yōu)化效率。3.基于本文發(fā)展的優(yōu)化方法開展了典型飛行器氣動優(yōu)化問題的應(yīng)用研究。優(yōu)化結(jié)果表明,局部優(yōu)化方法具有優(yōu)異的收斂性,可以快速得到設(shè)計空間內(nèi)的局部最優(yōu)值；基于代理模型的氣動優(yōu)化流程在提供高保真度氣動特性獲取手段的同時,可大幅降低計算耗時,從而提高優(yōu)化效率。所研究的多個優(yōu)化案例均取得了較好的效果,驗證了優(yōu)化方法的有效性和實用性。4.開展了飛行器氣動特性不確定性和靈敏度分析研究,并初步進行了氣動外形的穩(wěn)健優(yōu)化。采用多項式混沌展開法開展了氣動特性的不確定性和全局靈敏度分析,量化了不確定性因素對氣動特性波動的貢獻程度。結(jié)合響應(yīng)面代理模型和不確定性分析方法,發(fā)展了高效的氣動外形穩(wěn)健優(yōu)化流程。針對超臨界翼型的優(yōu)化表明,相比于初始外形和確定性優(yōu)化后的外形,穩(wěn)健優(yōu)化后的翼型阻力顯著下降,且具有更優(yōu)的阻力發(fā)散特性。
【關(guān)鍵詞】：高超聲速飛行器 計算流體力學(xué) 邊界層轉(zhuǎn)捩 代理模型 優(yōu)化算法 氣動外形優(yōu)化
【學(xué)位授予單位】：浙江大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V221.3
【目錄】：

• 致謝5-6
• 摘要6-8
• Abstract8-20
• 第1章 緒論20-37
• 1.1 研究背景及意義20-22
• 1.2 氣動優(yōu)化關(guān)鍵技術(shù)研究進展22-33
• 1.2.1 參數(shù)化建模與網(wǎng)格生成技術(shù)22-24
• 1.2.2 CFD數(shù)值模擬方法24-31
• 1.2.3 優(yōu)化算法與代理模型技術(shù)31-33
• 1.3 高保真度氣動優(yōu)化研究進展33-34
• 1.4 論文研究目的與章節(jié)安排34-37
• 第2章 復(fù)雜流動的CFD模擬方法37-93
• 2.1 量熱完全氣體流動控制方程37-39
• 2.2 湍流與轉(zhuǎn)捩模型39-46
• 2.2.1 k-ω TNT模型40-41
• 2.2.2 k-ω SST模型41-42
• 2.2.3 γ-Reθt轉(zhuǎn)捩模型42-45
• 2.2.4 簡化的轉(zhuǎn)捩模型45-46
• 2.3 高溫?zé)峄瘜W(xué)非平衡流動46-52
• 2.3.1 流動控制方程47-48
• 2.3.2 化學(xué)反應(yīng)模型48-49
• 2.3.3 熱力學(xué)關(guān)系式49-51
• 2.3.4 混合氣體輸運系數(shù)51-52
• 2.4 數(shù)值計算方法52-68
• 2.4.1 控制方程的離散52-53
• 2.4.2 通量計算方法53-55
• 2.4.3 MUSCL插值方法55-57
• 2.4.4 LU-SGS時間推進方法57-61
• 2.4.5 當(dāng)?shù)貢r間步長61-62
• 2.4.6 初始和邊界條件62-64
• 2.4.7 并行計算64
• 2.4.8 算例驗證64-68
• 2.5 高超聲速湍流計算的收斂特性68-75
• 2.5.1 計算格式的影響69-70
• 2.5.2 限制器的影響70-71
• 2.5.3 湍流時間步長的影響71-72
• 2.5.4 湍流量限制的影響72-73
• 2.5.5 CFL數(shù)的影響73
• 2.5.6 LU-SGS內(nèi)迭代次數(shù)的影響73-74
• 2.5.7 不同湍流模型的收斂性差異74-75
• 2.6 高速湍流流動數(shù)值模擬75-80
• 2.6.1 高超聲速二維壓縮拐角75-77
• 2.6.2 高超聲速三維錐柱裙77
• 2.6.3 非對稱激波/邊界層干擾77-80
• 2.7 基于簡化轉(zhuǎn)捩模型的轉(zhuǎn)捩流動數(shù)值模擬80-86
• 2.7.1 零壓力梯度平板80
• 2.7.2 Aerospatial-A翼型80-82
• 2.7.3 S809翼型82-83
• 2.7.4 高超聲速平板83-84
• 2.7.5 高超聲速雙楔84-86
• 2.8 高速流動下的轉(zhuǎn)捩模型壓縮性修正86-91
• 2.8.1 高超聲速平板88-89
• 2.8.2 高超聲速雙楔89-90
• 2.8.3 高超聲速圓錐90-91
• 2.9 本章小結(jié)91-93
• 第3章 高保真度氣動外形優(yōu)化設(shè)計方法93-124
• 3.1 參數(shù)化建模方法93-96
• 3.1.1 二次曲線法93-95
• 3.1.2 自由變形法95-96
• 3.2 結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成方法96-98
• 3.2.1 基于偏微分方程方法的網(wǎng)格自動生成96-97
• 3.2.2 基于無限插值方法的動網(wǎng)格生成97-98
• 3.3 參數(shù)化建模與網(wǎng)格生成實例98-103
• 3.3.1 類HTV-2升力體98-102
• 3.3.2 RAE2822翼型102
• 3.3.3 NACA64A010機翼102-103
• 3.3.4 類X-33升力體103
• 3.4 局部優(yōu)化算法103-105
• 3.5 全局優(yōu)化算法105-116
• 3.5.1 遺傳算法105-106
• 3.5.2 粒子群優(yōu)化算法及其改進106-112
• 3.5.3 量子粒子群優(yōu)化算法及其改進112-116
• 3.6 代理模型技術(shù)116-122
• 3.6.1 試驗設(shè)計117
• 3.6.2 響應(yīng)面代理模型117-118
• 3.6.3 徑向基函數(shù)代理模型118-119
• 3.6.4 基于空間變化形狀參數(shù)的徑向基函數(shù)代理模型119
• 3.6.5 代理模型精度評估119-122
• 3.6.6 基于代理模型的氣動優(yōu)化流程122
• 3.7 本章小結(jié)122-124
• 第4章 典型飛行器外形的氣動優(yōu)化124-155
• 4.1 基于局部優(yōu)化算法的氣動外形優(yōu)化124-132
• 4.1.1 自然層流翼型124-125
• 4.1.2 高速翼型125-127
• 4.1.3 鈍錐外形127-129
• 4.1.4 后體/尾噴管129-132
• 4.2 基于全局優(yōu)化算法的氣動外形優(yōu)化132-154
• 4.2.1 高超聲速再入飛行器多目標(biāo)優(yōu)化132-137
• 4.2.2 基于IRBF代理模型的氣動優(yōu)化137-142
• 4.2.3 考慮高溫氣體效應(yīng)的氣動優(yōu)化142-144
• 4.2.4 高超聲速升力體氣動力優(yōu)化144-148
• 4.2.5 基于轉(zhuǎn)捩模型的升力體氣動熱優(yōu)化148-154
• 4.3 本章小結(jié)154-155
• 第5章 氣動特性不確定性分析與穩(wěn)健優(yōu)化方法155-173
• 5.1 不確定性與靈敏度分析方法155-162
• 5.1.1 不確定性分析方法155-158
• 5.1.2 靈敏度分析方法158-159
• 5.1.3 函數(shù)測試159-162
• 5.2 典型外形的氣動特性不確定性和靈敏度分析162-169
• 5.2.1 超臨界翼型162-164
• 5.2.2 高速菱形翼型164-166
• 5.2.3 高超聲速平板166-167
• 5.2.4 高超聲速升力體167-169
• 5.3 超臨界翼型穩(wěn)健優(yōu)化169-172
• 5.4 本章小結(jié)172-173
• 第6章 總結(jié)與展望173-177
• 6.1 論文主要結(jié)論與創(chuàng)新點173-175
• 6.2 后續(xù)工作展望175-177
• 參考文獻177-190
• 攻讀博士學(xué)位期間主要的研究成果190-192
• 附錄：空氣化學(xué)反應(yīng)模型和組分常數(shù)表192-194

【相似文獻】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 孫金標(biāo)，，劉千剛;飛機氣動外形的優(yōu)化設(shè)計[J];空氣動力學(xué)學(xué)報;1995年01期

2 詹浩;許曉平;朱軍;;氣動外形多點優(yōu)化設(shè)計研究[J];航空計算技術(shù);2007年01期

3 王唯;陳志華;;基于參數(shù)樣條的旋成體局部氣動外形優(yōu)化設(shè)計[J];彈箭與制導(dǎo)學(xué)報;2011年03期

4 胡圣遠(yuǎn),苗瑞生,吳甲生;無控火箭彈氣動外形優(yōu)化設(shè)計[J];彈道學(xué)報;1992年04期

5 關(guān)鍵;田書玲;;基于FFD的氣動外形參數(shù)化方法[J];江蘇航空;2010年S2期

6 粟華;龔春林;谷良賢;;基于三維CST建模方法的兩層氣動外形優(yōu)化策略[J];固體火箭技術(shù);2014年01期

7 王向軍;于雅楠;;基于頻閃成像技術(shù)的MAV氣動外形三維視覺測試(英文)[J];納米技術(shù)與精密工程;2011年06期

8 呂勝濤;劉榮忠;郭銳;胡志鵬;;S-S雙翼末敏彈氣動外形優(yōu)化設(shè)計[J];兵工學(xué)報;2013年09期

9 張宏;余雄慶;;高速航空拖靶的總體方案和氣動外形優(yōu)化[J];南京航空航天大學(xué)學(xué)報;2008年04期

10 劉傳振;段焰輝;蔡晉生;;氣動外形優(yōu)化中的分塊類別形狀函數(shù)法研究[J];宇航學(xué)報;2014年02期

中國重要會議論文全文數(shù)據(jù)庫 前4條

1 高正紅;;氣動外形優(yōu)化設(shè)計方法研究與存在問題[A];大型飛機關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會論文集[C];2007年

2 蘇偉;董超;陳剛;李曉軒;張立坤;;飛行器氣動外形數(shù)值優(yōu)化設(shè)計系統(tǒng)及應(yīng)用[A];北京力學(xué)會第19屆學(xué)術(shù)年會論文集[C];2013年

3 張青青;張衛(wèi)民;;自由變形技術(shù)在氣動外形參數(shù)化上的應(yīng)用研究[A];北京力學(xué)會第18屆學(xué)術(shù)年會論文集[C];2012年

4 郭輝;張錦南;李海濤;;60kW水流發(fā)電葉片研制[A];第十九屆玻璃鋼/復(fù)合材料學(xué)術(shù)交流會論文集[C];2012年

中國博士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前2條

1 王丹;飛行器氣動外形優(yōu)化設(shè)計方法研究與應(yīng)用[D];西北工業(yè)大學(xué);2015年

2 夏陳超;基于CFD的飛行器高保真度氣動外形優(yōu)化設(shè)計方法[D];浙江大學(xué);2016年

中國碩士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前5條

1 何烈堂;MAV氣動外形形變性能研究[D];中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2002年

2 丁偉;造型初期的汽車氣動外形減阻優(yōu)化設(shè)計[D];吉林大學(xué);2015年

3 張寧寧;柔性氣動外形飛行體氣流擾動下的頻閃可視化信息提取[D];天津大學(xué);2012年

4 叢延;智能可變外形導(dǎo)彈的氣動外形總體設(shè)計研究[D];西北工業(yè)大學(xué);2007年

5 關(guān)鍵;基于伴隨方程的二維翼型氣動外形優(yōu)化設(shè)計[D];南京航空航天大學(xué);2011年

本文編號：1116057