基于CSD-CFD技術的可變厚度機翼結構設計及綜合優(yōu)化研究.pdf

1、智能材料及結構在變體機翼及飛行器上的應用是近年來飛行器設計領域的熱點問題之一。本文針對基于形狀記憶合金（SMA）驅(qū)動器的變體機翼設計及自適應變形優(yōu)化等關鍵問題，建立了適用于SMA驅(qū)動器冷卻系統(tǒng)設計及氣動外形優(yōu)化設計的理論方法。設計了帶有彈性上蒙皮的可變厚度機翼模型；針對 SMA絲驅(qū)動器的冷卻問題，提出了一種新型的SMA絲快速冷卻方法并進行了數(shù)學建模型及實驗分析；針對機翼變形過程中的氣動性能最優(yōu)化問題，發(fā)展了基于CFD/CSD技術的流場伴

2、隨方程數(shù)值優(yōu)化方法，開發(fā)了相應的計算分析程序。通過不同飛行條件下的算例驗證了該方法的可行性。研究工作主要包括以下幾個部分：
　　(1)設計了以NASA SC(2)-0518翼型為原型的展向等截面可變厚度變體機翼。基于SMA絲設計了可驅(qū)動機翼上蒙皮變形的直線位移驅(qū)動器。設計了適用于SMA絲快速冷卻的套管式強制對流冷卻冷卻系統(tǒng)，并以高壓儲氣罐內(nèi)的空氣作為冷卻氣源。基于一元流動方程建立了冷卻過程的數(shù)學模型，對冷卻系統(tǒng)的氣罐放氣時間、放氣

3、壓力及兩種冷卻條件下的冷卻時間進行了預測，并通過冷卻時間測試實驗對數(shù)學模型的準確性進行了驗證。
　　(2)針對變體機翼氣動性能分析過程中粘性流場控制方程及伴隨方程的求解，發(fā)展了一套適用于低速/中高速流動的統(tǒng)一數(shù)值計算方法。分別使用了AUSM類矢通量分裂格式及Jst中心差分格式對無粘通量和粘性通量進行離散計算。利用引入時間導數(shù)預處理的LU-SGS隱格式進行時間推進計算，有效提高了計算效率和穩(wěn)定性。對于湍流計算采用 S-A單方程模型和

4、SST量方程模型進行模擬?；诟裥母袷降挠邢摅w積方法建立了用于流場分析及氣動優(yōu)化計算的分塊式結構網(wǎng)格。對于氣動外形變化導致的網(wǎng)格變形，采用商業(yè)軟件ICEM-CFD的腳本功能實現(xiàn)網(wǎng)格快速重建。通過高低速下兩個典型算例對數(shù)值方法的計算精度、預處理方法的有效性及時間推進的收斂性進行了考察驗證。
　　(3)對氣動載荷及SMA驅(qū)動器同時作用下的蒙皮變形進行了應用CFD方法和CSD靜力學的耦合數(shù)值分析研究。為建立蒙皮彈性變形控制方程，結合基于

5、Mindlin板理論的彎曲平板單元及平面應力單元建立了8節(jié)點矩形殼單元，以此對蒙皮及彈性回位片進行了仿真計算。采用徑向基函數(shù)（BRF）方法進行了氣動載荷和變形位移的精確插值，基于松耦合方法對流場和結構場進行耦合求解，結合蒙皮變形時驅(qū)動點位移與SMA驅(qū)動器直線位移之間的數(shù)學關系建立了氣動外形的變形控制方程。
　　(4)基于偏微分方程的控制論，以翼型某項氣動性能為目標函數(shù)，氣動外形控制方程為控制函數(shù)，N-S方程作為約束條件，將氣動外形

6、優(yōu)化問題轉化為控制問題。通過令氣動參數(shù)變分表達式中關于流場變量變分量的系數(shù)為0，導出了流場伴隨方程及相應的伴隨邊界條件。從而使目標函數(shù)梯度計算量縮減為2次N-S方程的計算量，且與設計變量的數(shù)目無關。將伴隨方程形式轉化為與 N-S方程類似的形式以便于采用統(tǒng)一的流場求解方法。推導了以升力、阻力及升阻比為目標函數(shù)的梯度具體表達式。在30m/s和0.6Ma兩種自由來流工況下對本文設計的變體機翼進行了變形優(yōu)化分析，通過與傳統(tǒng)遍歷計算及有限差分梯度