空氣動力學文獻閱讀超聲速翼型的氣動設計研究綜述

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1、超聲速翼型的氣動特性優(yōu)化設計研究綜述超聲速流動超聲速流動，流場中所有各點的流速都大于當?shù)芈曀俚牧鲃?。超聲速流動中一般要出現(xiàn)激波。超聲速流動有內(nèi)流和外流之分。超聲速風洞和火箭發(fā)動機噴管屮的超聲速流動屬于超聲速A流;工業(yè)上噴氣紡紗和粉末治金等技術中所利用的超聲速射流也屬于超聲速內(nèi)流。超聲速飛機和導彈周圍的流動則屬超聲速外流。通常超聲速外流是指整個流場或流場屮絕大部分地區(qū)都是超聲速流動的情形。在飛行馬赫數(shù)比1大很多時，會出現(xiàn)一些特殊的流動現(xiàn)象，屬于高超聲速流動的范圍。一般超聲速流動的馬赫數(shù)在1.5?5.0之間。定常超聲速流動

2、的一個重要特征是：流場屮任何擾動的影響范圍都是有界的，任何擾動都表現(xiàn)為波的形式。當超聲速氣流發(fā)生膨脹或依次受到一系列微弱壓縮時，擾動的始末界限都是馬赫線（見鋝朗特一邁耶爾流動）。圖1是超聲速氣流流過菱形翼型時的流動情況。翼型在空氣動力學中，翼型通常理解為二維機翼，即剖面形狀不變的無限翼展機翼。飛行器以超聲速運動時，經(jīng)受到一種低速或亞聲速運動時所沒有的阻力一一波阻。在小擾動理論的前提下，可以用動量變化的關系來說明波肌的產(chǎn)生。線性化理論表明，波BI系數(shù)正比于物體相對厚度的平方。所以超聲速飛行器的外形要盡量細長，翼型的相對厚

3、度要盡B:小。合乎這些原則的飛行器，在小攻角下作超聲速飛行時，其升力和波阻等氣動力參fi可用線性理論H?算得到。以超聲速飛行的飛行器，為了減小波阻常采用尖前緣的對稱翼型。常見的翼型有菱形、六面形和由上下兩圓弧組成的雙凸翼型。由于飛機要在低速到高速的整個范圍內(nèi)使用，翼型的選用必須兼顧高、低速特性，而且采用后掠可使超聲速飛機的機翼保持亞聲速前緣，所以人多數(shù)超聲速飛機仍采用小鈍頭的亞聲速翼型。而超聲速導彈主要用作超聲速飛行，因此彈翼多采用超聲速翼型。隨著航空科學的發(fā)展，世界各主要航空發(fā)達的國家建立了各種翼型系列。美國有NAC

4、A系列，德國有DVL系列，英國有RAF系列，蘇聯(lián)有UA「M系列等。這些翼型的資料包括兒何特性和氣動特性，可供氣動設計人員選取合適的翼型。超聲速翼型氣動優(yōu)化設計摘要：首先分析了兒何外形和相對厚度對超聲速翼型氣動特性的影響?；谶z傳算法（GA）和氣動力快速工程算法，對于相對厚度為3.5°%的多邊形翼型進行優(yōu)化設計，多邊形翼型的優(yōu)化外形趨于四邊形，最人厚度點后移到翼型弦線的60%左右，隨著迎角或者馬赫數(shù)增大下翼面會變薄，上翼面變厚，S大厚度點相應稍有后移。對于相對厚度為4%的雙圓弧翼型，采川兩步優(yōu)化設計方法，第1步優(yōu)化結合基

5、于B樣條的類別形狀函數(shù)變換（CST）參數(shù)化方法與小波分解方法，實現(xiàn)兒何外形的局部控制與光順處理，并且采用本征正交分解（POD）代理模型降低優(yōu)化過程屮流場計算的工作量；第2步優(yōu)化采用基于Navier-Stokes方程的最速下降法（SDA）,修正第1步優(yōu)化中代理模型和小波光順引入的誤差：優(yōu)化設計得到的翼型近似為叫邊形，其相對厚度最大點后移到翼型弦線的60%?65%處，升阻比可以提高7%起音速翼變冬劫旖?jīng)]碑宛摘要:該文研究方程為z=的翼型在馬赫數(shù)為2,攻角分別為0Q，2°情形下的氣動特性，通過對翼型進行離散化處理來近似求解，

6、并逐步減小空間步長來提高解的精度。在各種步長及攻角T,計算求得翼型頭部斜激波后的流動參數(shù)，逐步循環(huán)迭代或累加得到各分區(qū)相應氣動參數(shù)，分析了翼型的氣動特性。超聲速雙層翼翼型的阻力特性研究摘要：以布茲曼雙層翼為基礎，采用基于壓力梯度自適應的非結構網(wǎng)格求解歐拉方程的計算流體力學（CFD）方法，計算分析了雙層翼翼型的厚度和翼面間距對阯力特性的影響。在馬赫數(shù)為1.7的情況下，由于激波的反射和干涉，超聲速雙層翼翼型的阻力系數(shù)僅為0.00189,為相同厚度菱形翼型的1/15。本文通過進一步的研宄發(fā)現(xiàn)：減少翼型敁度對于雙層翼翼型設計馬

7、赫數(shù)的131力系數(shù)有一定的影響，且與超聲速狀態(tài)相比，厚度對于亞聲速狀態(tài)的肌力影響更大，厚度減少20%,亞聲速狀態(tài)的阻力系數(shù)減少可達60%以上；翼而間距對阻力特性的影響相對雜，設計馬赫數(shù)之前的阯力系數(shù)與翼面間距成反比，而設計馬赫數(shù)之后的阯力系數(shù)與翼面間距成正比。在此基礎上，基于激波的反射及干涉效應，提出了一種雙設計狀態(tài)的雙層翼翼型，在最佳設計點之前，雙層翼之間的激波/膨脹波會有兩次反射，使翼型前后的壓力基本相同，阻力系數(shù)出現(xiàn)一次下降。隨著馬赫數(shù)的增加馬赫角減少，激波經(jīng)過一次反射就能使翼型前后的壓力基本相同，使翼型達到最佳

8、設計狀態(tài)。計算結果表明，雙設計狀態(tài)雙層翼能夠使雙層翼翼型在兩個設計點都具有較低的阻力系數(shù)。起聲（4翼房仞含休激波陽力優(yōu)化的EFCE摘要：超聲速飛行器的橫截而積分布對其激波阻力的影響十分顯著，合理的機翼和機身橫截面積分布可以顯著降低其激波阻力。使用類別形狀函數(shù)變挽（CST）方法對機身進行基于橫截面積分解的CST參數(shù)化外形表示，在此基