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面向整体性能分析的高超声速飞行器气动布局优化设计

目前，对高超声速飞行器的气动布局设计进行优化时，很少考虑飞行器的整体性能。本文提出了一种综合考虑气动配置和总体性能约束的综合优化设计方法。首先，采用二次曲线法建立了高超声速飞行器的几何参数模型，通过工程估算，计算了高超声速飞行器的三个总体性能参数（气动特性、体积比和运行稳定性）。然后，通过参数影响分析，确定了影响气动性能、容积比和运行稳定性的关键几何参数。在此基础上，以高超声速飞行器的总体性能参数为约束条件，采用基于计算流体动力学的替代模型优化方法，实现了高超声速飞行器的气动布局优化。最后，通过风洞试验验证了工程估算方法的准确性和所采用的优化设计方法的有效性。为高超声速飞行器气动布局优化提供了有效的技术手段。

引言

先进的气动布局是高超声速飞行器总体性能优化的关键因素。世界上许多国家都做过改善气动布局的研究工作。例如，美国设计的航天飞机的气动配置是基于三个发展阶段和数百种形状。目前，大多数研究提出了具有高升阻比和升力再入能力的结构。一些例子包括波浪骑手配置、升力体配置、组合升力体配置和混合翼-体配置。对于提升机构配置，主要限制是升阻比、容积比和操作稳定性之间的矛盾关系。例如，具有极高升阻比的HTV-2飞行器经历了两次试验失败，两次飞行的失败表明，在气动配置和运行特性方面仍然存在问题。

因此，建立考虑整体性能约束的气动布局优化设计方法具有十分重要的意义。由于计算流体力学的重大进展（CFD），现在可以用欧拉方程计算流场。以及Navier–Stokes方程。空气动力特性计算使用CFD方法已经报道。CFD数值采用仿真方法模拟空气动力特性飞机部件和整个飞机。此外，已尝试设计和优化空气动力学使用常规配置的车辆及其部件的配置优化方法如牛顿法、梯度法方法和梯度下降方法[2–9]。

由于优化算法的快速发展，在传统的优化设计方面已经取得了进展车辆。同时，高超声速飞行器的优化设计引起了越来越多的关注。例如，大破坏1965年提出了高超声速飞行器的优化方案。[10，11]。通过测量各种因素之间的相互作用建立了高超声速飞行器配置数据库。空气动力学、推进力和车辆结构的当前分析基于此数据库。到目前为止，大破坏已被广泛应用。在弹道优化和推进系统运行中高超声速飞行器[12–14]。实际上，高超音速飞行器办公室由美国宇航局系统分析办公室（SAO）开发兰利研究中心进一步推进分析和优化高超声速飞行器的总体性能[15]。SAO有建立了高超声速整体性能分析方法车辆；此方法已应用于Hyper-X车辆[16]。

本研究提出一个整体优化设计HTV-2高超声速飞行器的性能与气动布局使用1）参数化建模的再入飞行器，2）数值优化，以及3）风洞试验。首先，一个几何图形建立了高超声速飞行器的参数化模型。二次曲线法，以及高超声速飞行器的计算采用工程估算方法。面板法和牛顿展开法等方法理论。第二，影响整体的关键几何参数根据参数影响分析确定性能，便于数值优化设计。最后，优化设计高超声速飞行器的气动配置是利用提出的数值优化设计框架性能参数作为约束考虑。优化设计方法在研究中的有效性经风洞试验验证。

在本文的第二部分（引言之后），建立了高超声速飞行器的几何参数模型采用二次曲线法。在论文的第三部分，整体介绍了性能相关分析方法及其结果给出了关键几何参数。在第四部分，对数值优化设计进行了描述，并给出了研究结果展示。数值优化设计结果及讨论第五部分概述了这些结果。在第六节中，给出了风洞试验结果。第七节也是最后一次结束研究。

几何参数化建模

在飞行器的概念设计中，性能空气动力学特性、体积比和必须整合作战稳定性。这些参数很高基于关键几何的协同优化飞行器概念设计阶段的参数。这个使用一组设计描述车辆配置参数是一个基本步骤，它允许我们快速实现由尺寸和配置驱动的几何参数化建模[1]。

在这项研究中，类似于HTV-2的车辆被调查，并且采用二次曲线法。简而言之，配置车辆可以通过建立横截面形状来描述各种轴线位置、上下控制线、宽度控制线。横截面形状可由二次曲线确定。（例如，圆、椭圆、双曲线和抛物线）通过切割圆锥与平面。在参数化建模中车辆部件，包括机身、机翼、左右两侧电梯和上下方向舵根据部件隔离方法的要求。

机身参数化建模

如图1所示，机身沿Ox轴：机身的，从头部到尾部，机身依次为：半球形端，第一锥和第二锥，包络机身坐标系xoz平面上的机身如图1所示。

此外，机身横截面的特性包含三个部分，如图所示。2和3：半球形端面BS-BS，第一锥体端面BA-BA，第二锥体车身端面BB-BB。

每个横截面由曲线1和2、曲线3和4组成。线段2-3对称分布在Z轴的侧面。整个机身由三个横梁组成。沿机身轴线的截面。

Hemispherical end（半球形端）； The first cone segment（第一锥段）;The second cone segment(第二锥段);Axial schematic diagram of the fuselage(机身轴向示意图)。

Hemispherical end face(半球形端面)

The first and second cone fuselage end face(第一和第二锥机身端面)。

The first section of the wing(机翼的第一部分)； The second section of the wing（机翼的第二部分)；Envelope of wing in XOZ plane- xoz（平面上机翼的包络线）。

The first section of the wing（机翼的第一部分）； The second section of the wing（机翼的第二部分）； Envelope of wing in XOY plane.- xoy（平面上机翼的包络线）。

1. 参数化模型的机翼

机翼由两部分组成。机翼的第一部分是接第一锥拱机身段和第二锥拱机身段机翼的截面连接到第二个锥形拱机身。体坐标xoz平面上机翼的截面系统如图所示。4和5。

如图5所示，第一翼剖面的包络线为第二翼的直线和包络线是卡门曲线。机翼特征的横截面有三个组件，分别是WS-WS横截面、WA-WA横截面和WB-WB横截面部分。为了便于优化设计，两部分机翼合并成一个部分，信封的长度xoz平面设计为两次。

1. 电梯参数化建模

电梯的表面包括左右两个电梯对称分布在xoz平面上的表面，如图6和7所示。

YOZ平面上的俯仰舵包络线由直线组成。第1至6节。2-3-4段为半圆形，中心为O。

1. 舵的三维参数化建模

方向舵分为上下两个舵面，其原理图如图所示。8和9。

1. 几何设计参数

根据以上分析，得出可获得整车，共49个几何参数获得。一些几何参数如表1所示。

整体绩效相关性分析

A.基于表面的气动特性计算单元法

表面元法[18]广泛应用于复杂形状气动工程估算飞机飞机。飞机的表面被分成许多小的表面，用一级表面元件替换每一个小表面。这样，就可以使用一系列平面元素近似飞机的形状和空气动力计算每个平面元素的，然后可以得到整个飞行器的气动力。

在过程中的基本气动特性高超声速飞行器，采用面元法划分复杂形状的表面。高超声速的摩擦阻力通过将板的摩擦阻力形状系数和压缩系数[19]。Dahlem -选择Buck公式[20]和Prandtl–Meyer公式[21]。根据碰撞角的差来计算机身的气动力，而切线楔形/锥形方法[22]和扩展波方法[20]根据对碰撞角差进行气动计算机翼的力。

The envelope of the elevator in the XOZ plane( xoz平面上电梯的外壳)。

The envelope of the elevator in the YOZ plane（YOZ平面上电梯的外壳）

The envelope of the rudder in the XOZ plane（舵机在XOZ平面上的包络线）。

The envelope of the rudder in the YOZ plane（ YOZ飞机平面上的舵壳。

升阻特性和舵效率采用快速工程方法对参数化形状进行了评价。算法。一套典型的升力体气动特性数据高超声速飞行器是在舵偏转时获得的。角度范围为-10°到10°。轴向力和法向力将工程算法得到的结果与图10中MA 10.5处的风洞数据。使用的风洞数据本文是从同一个风洞推导出来的，它是生产FL-31风洞[23,24]。FL-31风洞是一个高超声速风洞。这个风洞的性能是如下：MA范围为5–11.7，运行时间为360秒，加热采用加热电阻加热器，操作方式为临时吹扫。这个风洞试验条件的精度如下：压力Po为1%，总温度为2%，角度为攻击alpha;为0.05°。风洞试验结果的准确度为如下：法向力Cn为0.5%，轴向力Ca为1%，且俯仰力矩cm为0.7%。结果表明轴向力系数的计算误差为2.3-5.1%，且法向力系数的最大计算误差为8.7%。这些误差可以满足优化设计的要求。