基于气动/轨迹/控制耦合的飞/发一体高超声速飞机气动外形优化设计

doi:10.7527/S1000-6893.2024.30874

流体力学与飞行力学

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基于气动/轨迹/控制耦合的飞/发一体高超声速飞机气动外形优化设计

屈峰¹^,²(), 王青¹^,², 程少文¹^,², 王开强³

^1.西北工业大学航空学院，西安 710072
^2.飞行器基础布局全国重点实验室，西安 710072
^3.中国空间技术研究院，北京 100094

收稿日期:2024-06-26 修回日期:2024-08-06 接受日期:2024-11-04 出版日期:2024-11-26 发布日期:2024-11-14
通讯作者: 屈峰 E-mail:qufeng@nwpu.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(11972308)

Aerodynamic shape optimization design of airframe/propulsion integrated hypersonic aircraft with aerodynamics/trajectory/ control coupling

Feng QU¹^,²(), Qing WANG¹^,², Shaowen CHENG¹^,², Kaiqiang WANG³

^1.School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
^2.National Key Laboratory of Aircraft Configuration Design，Xi’an 710072，China
^3.China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China

Received:2024-06-26 Revised:2024-08-06 Accepted:2024-11-04 Online:2024-11-26 Published:2024-11-14
Contact: Feng QU E-mail:qufeng@nwpu.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(11972308)

摘要/Abstract

摘要：

针对吸气式高超声速飞机飞/发一体布局面临的多学科耦合问题，提出了一种基于飞行任务需求、考虑气动/轨迹/控制等学科的内外嵌套2层多学科优化设计方法。首先，以航程或航时等飞行性能为优化目标、飞行可控为约束、SQP为优化算法建立了外层飞行器外形参数优化方法。其次，采用RANS方法对选定外形开展气动特性评估，并基于所得气动数据建立了几何参数到气动特性的映射模型。随后，在基准动力数据（初始构型动力数据）的基础上，建立了考虑前体参数及尾喷管参数影响的冲压发动机推力模型。然后，以与外层相同的性能目标为优化目标、飞行可控为约束，选用直接打靶法、SQP算法分别作为轨迹离散策略与优化算法，建立了内层轨迹优化方法。最后，将内、外层优化相结合，并通过采用自抗扰控制技术开展飞行轨迹可控性评估，实现了适用于飞/发一体高超声速飞行器的内外嵌套2层多学科优化设计方法。以类SR-72高超声速飞机为对象，针对典型前体/进气道一体化参数和后体/尾喷管一体化参数，开展了以航程最优为目标的优化设计。优化结果表明：在整个飞行任务中，优化设计外形在初始外形基础上最大航程增大了28.98%，性能得到显著提升，验证了所提出的气动/轨迹/控制多学科优化设计方法的有效性。

关键词: 飞/发一体, 高超声速飞行器, 多学科优化设计, 轨迹优化, 气动优化

Abstract:

To address the multidisciplinary coupling problem faced by the air-breathing hypersonic airframe/propulsion integrated design， a two-layer multidisciplinary optimization design method is proposed based on flight mission requirements and considers aerodynamics， trajectory， and control. Firstly， an optimization method for the geometric parameters is established using sequential quadratic programming to optimize the flight performance such as flight range and duration， with controllability as the constraint. Then， by solving the Reynolds Average Navier-Stokes（RANS） equations， the aerodynamic characteristics of the selected shape is obtained. With the obtained aerodynamic data， a mapping model from geometric parameters to aerodynamic characteristics is constructed. Subsequently， based on the existing dynamic data， a thrust model of the scramjet engine considering the influence of forebody parameters and nozzle parameters is established. After that， an internal trajectory optimization method is proposed. This method maintains the same optimization objective and constrain as geometric parameter optimization， and adopts the direct shooting method for discrete and the SQP algorithm for optimization. In addition， a control simulation model is constructed based on， which was combined with the to establish an aerodynamic， trajectory and control integrated design method inner trajectory optimization and outer parameter optimization are combined and the Active Disturbance Rejection Control （ADRC） technology is used evaluate trajectory controllability， achieving two-layer multidisciplinary optimization for airframe/propulsion integrated design. Finally， optimization of the shape parameters and aircraft trajectory of the SR-72-like hypersonic vehicle are carried out to achieve the optimal range. The optimization results show that the maximum range is increased by 28.98% during the whole flight mission， demonstrating the effectiveness of the proposed method.

Key words: airframe/propulsion integrated, hypersonic vehicle, multidisciplinary design optimization, trajectory optimization, aerodynamic optimization

中图分类号:

V211.48

屈峰, 王青, 程少文, 王开强. 基于气动/轨迹/控制耦合的飞/发一体高超声速飞机气动外形优化设计[J]. 航空学报, 2025, 46(4): 130874.

Feng QU, Qing WANG, Shaowen CHENG, Kaiqiang WANG. Aerodynamic shape optimization design of airframe/propulsion integrated hypersonic aircraft with aerodynamics/trajectory/ control coupling[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(4): 130874.

图/表 18

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参考文献 37

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	数值
机长/m	23
机高/m	5.5
翼展/m	10
参考面积/m²	92.49
空重/kg	10 000
起飞总重/kg	20 000

参数	前体长度L/m	前体宽度W/m	尾喷管高宽比H∶B
外形参数初值	5	1.6	1.92
外形参数设计优化范围	［4，5.5］	［1.2，1.8］	［1，1.92］

工况	数值
攻角/（°）	-3，0，3，6，9，12
马赫数	0.2，0.8，1，1.1，1.5，2， 2.5，3，3.5，4，5，6
飞行高度/km	0，3，5，6，10，15， 16，18，20，22，25，27.5
舵偏角/（°）	-20，-15，-10，-5，0，5，10，15，20

爬升过程	第1阶段	第2阶段	第3阶段
飞行高度/m	［200，15 000］	［15 000，22 000］	［22 000，27 500］
飞行速度	Ma=［0.4，2］	Ma=［2，3.5］	Ma=［3.5，6］
发动机工作状态	涡轮喷气发动机	涡轮喷气发动机，超燃冲压发动机	超燃冲压发动机

参数	初始构型	优化构型
前体长度/m	5	4.5
前体宽度/m	1.6	1.4
尾喷管高宽比	1.92	1.51
航程/km	2 064.89	2 663.39

基于气动/轨迹/控制耦合的飞/发一体高超声速飞机气动外形优化设计

Aerodynamic shape optimization design of airframe/propulsion integrated hypersonic aircraft with aerodynamics/trajectory/ control coupling

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飞行阶段	质量流量/（kg·s^-1）
飞行阶段	初始构型	优化构型	相对变化量/%
爬升第3阶段	-6.49	-6.53	+0.62
巡航段	-4.94	-3.36	-32.39

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