低聲爆氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)是超聲速民機(jī)研發(fā)的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)�；诘芽枱o黏求解器進(jìn)行了典型民機(jī)構(gòu)型的低聲爆設(shè)計(jì)選型,主要研究了機(jī)身軸線彎曲度、機(jī)翼平面形狀、機(jī)身截面積特征等因素對(duì)近場(chǎng)過壓分布的影響,最終選型出一種超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局。在此氣動(dòng)布局基礎(chǔ)之上,結(jié)合自主研發(fā)的流場(chǎng)/聲爆耦合伴隨優(yōu)化設(shè)計(jì)軟件AMDEsign,在指定的低噪聲水平聲爆信號(hào)的條件下,通過對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆信號(hào)進(jìn)行高效反設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)了超聲速低聲爆氣動(dòng)外形的大規(guī)模設(shè)計(jì)變量數(shù)值優(yōu)化,感覺噪聲級(jí)大幅度降低,分析了外形變化對(duì)聲爆抑制作用以及近場(chǎng)波系形態(tài),同時(shí)也驗(yàn)證了綜合設(shè)計(jì)技術(shù)的有效性。

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【部分圖文】：

圖1LM1021標(biāo)準(zhǔn)模型[18]

式（1）可以采用通過算子分裂法進(jìn)行快速求解，各項(xiàng)的具體含義參考文獻(xiàn)[18]。圖1為LM1021標(biāo)準(zhǔn)模型示意圖，圖2給出了周向角為0°時(shí)的聲爆計(jì)算結(jié)果與NASA代碼sBOOM的對(duì)比，可以看出，文中采用的非線性聲爆預(yù)測(cè)技術(shù)精度較高，能夠?yàn)檫x型以及詳細(xì)設(shè)計(jì)提供可靠平臺(tái)。圖2聲爆信號(hào)預(yù)....

圖2聲爆信號(hào)預(yù)測(cè)與NASA代碼的對(duì)比[16]

圖1LM1021標(biāo)準(zhǔn)模型[18]2流場(chǎng)聲爆耦合伴隨優(yōu)化方法

圖3聲爆伴隨梯度與差分對(duì)比[16]

該方程組仍然由聲爆伴隨方程和流場(chǎng)伴隨方程構(gòu)成，通過聲爆伴隨變量實(shí)現(xiàn)方程組耦合。因此，核心仍然是構(gòu)造聲爆伴隨方程和流場(chǎng)伴隨方程，耦合伴隨方程的各項(xiàng)表達(dá)式含義以及詳細(xì)推導(dǎo)可以參考文獻(xiàn)[16]，這里不再贅述。圖3給出了聲爆伴隨方程的精度校核，其伴隨變量的物理含義是遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆信號(hào)目標(biāo)函數(shù)對(duì)....

圖4笛卡爾網(wǎng)格

布局選型基于笛卡爾網(wǎng)格無黏求解器進(jìn)行，笛卡爾網(wǎng)格見圖4。需要指出的是，由于采用無黏計(jì)算，該部分并不是用來進(jìn)行遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆計(jì)算，而是進(jìn)行近場(chǎng)波系結(jié)構(gòu)定性分析，進(jìn)行布局參數(shù)研究；基于影響聲爆強(qiáng)度的幾個(gè)主要因素，設(shè)計(jì)選型基本原則是增加激波上升時(shí)間、減小波系過壓峰值，盡可能實(shí)現(xiàn)弱激波設(shè)計(jì)，對(duì)....

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