基于CFD方法的大型客機高速氣動設計

張淼， 劉鐵軍， 馬涂亮， 陳迎春， 程攀， 周峰

1. 上海飛機設計研究院， 上海　201210

2. 中國商用飛機有限責任公司， 上海　200120

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基于CFD方法的大型客機高速氣動設計

張淼1, *， 劉鐵軍1， 馬涂亮1， 陳迎春2， 程攀1， 周峰1

1. 上海飛機設計研究院， 上海201210

2. 中國商用飛機有限責任公司， 上海200120

摘要:大型客機高速氣動設計需融入型號的設計經驗、準確的數值分析方法以及高效的全局優化流程。將型號研制積累的設計經驗及準則與現有數值計算工具、優化算法和計算機硬件資源相結合，探索發展了基于CFD的大型客機氣動優化設計綜合方法，該方法系統綜合全局優化與局部尋優、人工經驗與數值優化、參數化方法和參數控制以及自動化網格生成等方法和技術，大幅提升了氣動設計效率。同時，完善了工程中實用的大型客機高速氣動設計方法和流程，設計過程中融入了氣動、結冰、靜氣動彈性等多專業的綜合約束，反映了機翼設計多學科綜合的本質特征，有助于形成綜合最優的設計方案。以大型客機的超臨界機翼優化設計為例，敘述了其在高速氣動設計工作中的應用。

關鍵詞:大型客機； 氣動設計； 超臨界機翼； CFD； 多專業

長期以來，世界的大型客機市場主要由波音和空客兩大巨頭集團所壟斷。飛機的氣動設計是飛機設計最基礎、最核心的技術之一。為使大型客機的氣動設計水平趕超國外兩大航空工業巨頭，一方面必須具備先進的氣動設計思想，另一方面還必須發展先進的氣動設計手段和流程。然而，氣動設計技術作為民機的核心技術，一直受到國外嚴密的技術保密和封鎖。中國航空工業很難獲得國外飛機公司真正的設計思想，也難以引進他們實際型號中使用的設計軟件。唯一的辦法是依靠國內自己的力量，在深入理解與大型客機典型流動現象相關的科學問題基礎上，在實踐中摸索設計經驗，提煉設計思想，發展設計手段，提升氣動設計能力，在市場上提高產品競爭力。

民用飛機研制是一個復雜工程，是多學科、多專業和多系統的綜合集成。飛機氣動設計對飛機的綜合性能具有全局性的影響，其中高速巡航構型的氣動設計是飛機研制過程中最重要和關鍵的技術工作。高速氣動設計的主要任務包括翼型、機翼、垂平尾、機頭、機身和后體等部件的設計；同時還有機翼、吊掛和發動機一體化、整流罩、融合式翼梢小翼等的優化設計。高速巡航狀態氣動設計的主要目的是在滿足功能性的前提下，不斷提高飛行效率，降低巡航飛行阻力。氣動設計是一個多學科、多目標和多約束互相迭代設計的復雜過程。為了保證最終氣動設計方案的工程可用性，在氣動設計的過程中，還需要不斷與其他專業開展迭代設計。同時，氣動設計自身也是一個多約束、多目標的設計過程。中國通過ARJ21-700和C919兩大民機型號的研發工作，初步建立和完善了大型客機高速氣動設計的方法和流程。

本文在梳理和總結飛機總體需求的基礎上，全面提煉型號氣動力設計的需求，結合對所選飛機構型流動問題的深入理解，綜合現有計算流體力學(Computational Fluid Dynamic，CFD)分析工具、優化算法和計算機資源，并運用型號研制經驗，探索和建立了工程實用的氣動設計方法和流程，并已應用于民用客機的氣動設計工作。

1氣動設計方法概述

目前氣動設計的主要手段可分為理論分析、計算流體力學、風洞試驗和飛行試驗。

眾所周知，隨著計算機軟硬件技術和數值計算方法的不斷發展，CFD在氣動分析和設計上的應用越來越廣泛，手段也越來越精準。

近30年來，波音公司的CFD分析方法有了巨大飛躍，從面元法、全速勢方法、歐拉方法到Navier-Stokes方法。Johnson等[1]對波音公司的CFD方法應用情況進行了詳細總結：CFD應用范圍已涵蓋了機翼設計、機翼/發動機綜合設計、機身后體設計、尾翼設計和翼身整流鼓包設計等；在各個時期的飛機設計中均起到巨大作用，如圖1所示。在國內型號民用飛機研制過程中，也大量使用了CFD方法，大幅提高了氣動設計的效率，推動了型號研制。

圖1CFD對型號研制中風洞試驗的影響[1]
Fig. 1Effect of CFD on configuration lines wind tunnel development test[1]

不同CFD分析方法具有各自明顯的特點：以TRANAIR和BLWF為代表的全速勢方程程序，能夠快速高效地捕捉設計的基本特性，但其準確性和適用范圍存在較強的局限性，還不能預測流動分離與失速特性，非設計點的分析能力較差；現在以Navier-Stokes為主控方程的計算軟件OVERFLOW、CFX、CFD++等已逐漸成為流場分析的主要手段，它們能夠提供準確的計算結果和較清晰的流動細節，但受限于計算硬件資源，將其應用于型號設計始終受到一定局限。在國內，基于雷諾-平均Navier-Stokes (RANS)方法在氣動設計上的應用也已經越來越多[2-3]。

由于CFD計算對一些復雜流動現象的模擬仍然不夠成熟，其核心算法特別是湍流模型仍然具有較多的假設，并不能夠保證完全模擬真實流動的物理現象，比如流動的轉捩、非定常分離現象等。因此在氣動設計的關鍵節點仍然需要進行相應風洞試驗進行校核，并最終開展真實飛行試驗，以確保飛機的真實氣動性能。但是，隨著CFD技術和計算機技術的不斷發展，CFD分析方法在氣動分析和設計上勢必扮演更為重要的角色。這一發展趨勢使得發展基于CFD的飛機氣動設計方法和流程對于提高未來型號設計能力具有重要的意義。

2高速超臨界機翼氣動設計

高速巡航機翼的氣動設計是部件氣動設計的核心，是部件氣動設計的典型代表，對民用客機的氣動特性起著關鍵的作用。機翼氣動設計的核心在于實現給定飛行條件下的綜合效率最優。

目前，國際上主流的先進大型客機均采用超臨界機翼[4]。超臨界機翼是一種適用于超過其臨界馬赫數飛行的機翼[5]，需要在臨界馬赫數與阻力發散馬赫數之間獲得最佳巡航效率，這要求極精細的氣動設計。超臨界機翼氣動設計過程中需要考慮如下設計原則和約束：①巡航狀態下機翼不能出現強激波，只允許很小的激波阻力(一般小于1%)；②在滿足抖振裕度的前提下，使機翼載荷分布盡量滿足誘導阻力和翼根彎矩較小；③機翼巡航迎角不應過大，避免型阻的增加和飛行舒適性的降低；④機翼具有較小的低頭力矩，以減小尾翼的配平力矩；⑤機翼具有良好的低速失速特性，保證具有足夠的增升裝置設計裕度；⑥非設計點具有良好的魯棒性，尤其是巡航馬赫數附近范圍的性能都具有良好的穩定性；⑦前后梁厚度控制保證結構及油箱容積。

上述原則和約束大大提高了超臨界機翼的設計難度和復雜性，機翼設計難點主要來源于3個方面：超臨界機翼的流動特點使得其對外形和部件間的氣動干擾比較敏感；多約束的優化問題導致全局尋優困難；不同CFD計算方法的結果精度和計算資源需求以及項目進度之間的平衡。

傳統機翼設計流程如圖2所示，根據機翼設計指標，將設計指標分解到翼型上，開展翼型設計，考慮壓力分布形態，包括前緣吸力峰值、后加載、上翼面激波強度及位置等參數進行人工修型設計，達到目標壓力分布形態；將基本翼型配置到機翼上，按目標壓力分布形態人工修型，并對機翼的厚度分布和扭轉分布進行優化設計；開展機翼壓力分布優化。此方法要求設計人員具有特別豐富的工作經驗，需要大量的人力投入和人機交互工作，也依賴大量風洞試驗。

圖2傳統機翼設計流程
Fig. 2Traditional wing design process

隨著現代優化算法迅速發展，程序自動優化越來越廣泛地應用于現代機翼的氣動設計，其流程如圖3所示。采用程序優化設計需要根據機翼的設計指標、準則和約束，定義目標函數、優化變量和參數約束；同時要求實現自動生成幾何數模、自動生成網格。程序尋優需要考慮的一個重點因素是效率問題，需要在求解器、優化變量、優化狀態之間權衡。

本文將以超臨界機翼氣動設計為例，從型號設計經驗出發，在傳統設計流程的基礎上，以提高設計效率為目標，構建適用于型號設計使用的、具有更高效率的、能夠滿足型號設計不同階段特定需求的氣動設計方法和流程。

圖3優化設計流程
Fig. 3Optimization design process

2.1氣動設計方法

隨著飛機設計研制周期的不斷縮短，氣動設計必須進一步提高優化效率。通過整合現有的工具，結合型號氣動設計經驗和需求，建立了適合型號設計的氣動設計理念和方法。

2.1.1不同階段的氣動分析手段

不同設計階段有不同的精度要求，需要采用不同的氣動優化設計方法。

氣動初步設計階段要求快速高效地形成初步設計方案，確定氣動主要參數，供其他專業開展相關設計并更新設計約束；氣動詳細設計階段要求細致精確，能夠準確捕捉氣動細節問題，完成詳細設計方案。同時，通過風洞試驗驗證，滿足設定的設計目標。

氣動設計過程中，求解器在一定程度上決定了設計的效率。在初步設計階段一般采用全速勢方程，詳細設計階段采用歐拉方程和Navier-Stokes方程。

表1給出了全速勢和Navier-Stokes軟件的計算資源對比情況。圖4給出了兩個軟件計算的翼身組合體機翼不同展向位置處翼型的壓力系數分布對比，圖中Span為飛機機翼展向位置，x為該展向位置弦向無量綱系數，Cp為壓力分布系數。可以看出，全速勢軟件雖然對激波的捕捉效果不如Navier-Stokes軟件，但在光滑區域，如波前和波后，以及機翼下表面，壓力分布同Navier-Stokes方程計算結果幾乎完全一致。全速勢軟件在計算資源消耗上大大低于Navier-Stokes軟件，雖對激波捕捉效果欠佳，但依然非常適合初步設計階段的優化設計。

表1全速勢和Navier-Stokes軟件計算資源對比

Table 1Computing resources contrast of full potential and Navier-Stokes software

SoftwareMeshnumberComputingtimeFullpotential2073618sNavier-Stokes398000017h

圖4全速勢和Navier-Stokes壓力系數分布對比
Fig. 4Pressure coefficient distribution contrast of full potential and Navier-Stokes

2.1.2優化算法的選擇

現代優化算法發展非常迅速，基于進化類的遺傳算法具有非線性問題的全局尋優能力，但優化計算量較大[6-11]；基于梯度的優化算法具有較高的優化效率，但無法做到全局尋優[12-13]。作為工程氣動設計人員，研究尋優算法并非主業。因此，本文構建優化體系時調用現成的優化算法和軟件，而將工作集中在提煉設計思想，改進設計方案。

優化過程首先采用遺傳算法進行全局尋優。當全局尋優接近收斂時，采用局部優化方法加速收斂。在全局尋優與局部優化過程中，設計人員需要監控優化趨勢，根據自己的經驗控制遺傳種群，甚至修改遺傳個體，以調整和控制優化方向，并控制遺傳算法優化向梯度算法優化切換的時機。

2.1.3人工經驗與數值優化結合

傳統氣動設計方法以設計人員的設計經驗為基礎，通過“試湊法”逼近設計目標，該設計方法在工程單位被廣泛采用。但該方法設計效率較低，且極大地依賴設計人員的經驗積累，初學乍練的新設計人員對于那些“只可意會不可言傳”的設計經驗較難理解和繼承。以各種先進尋優算法為基礎的現代優化方法已經迅速發展起來，但這些優化方法往往不能將設計經驗數字化植入到優化方法中，常常只用于學術研究中，得到的設計方案也只實現了數值優化，設計目標顧此失彼，難于做到工程實用。

人工修型方法難以獲得氣動特性最優的設計方案；優化設計方法很難將設計人員的設計經驗植入其中。綜合考慮各自的特點，設定了人工經驗和數值優化融合策略：

1) 控制壓力分布形態，壓力分布形態是機翼設計的核心內容，為了獲得理想的超臨界壓力分布形態，將設計經驗里的理想壓力分布轉換為若干個約束條件，前緣吸力峰、上表面壓力平臺區、下表面無激波、激波位置和強度、后加載大小約束等，從而實現優化結果具有期望的壓力分布形態[14-19]。

2) 依據已有設計經驗引導優化方向，設計人員根據已有設計經驗，在優化設計的過程中增加或調整相應約束條件，以限制非設計點特性不致惡化。比如限制機翼前緣半徑下限可以保持良好的低速特性，限制翼型的彎度控制抖振特性。優化過程中，可根據優化收斂情況，隨時調整設計約束，以滿足非設計點要求。

3) 靈活轉化設計目標和設計約束，很多設計約束值(如機翼抖振特性、阻力發散特性和低速特性等)很難在問題解決前確定，可將這些設計約束轉變為設計目標，采用多點優化，通過設計人員權衡各種設計指標，從而可以獲得滿足初始設計約束的設計方案[18]。

4) 同時開展人工修型設計，在很多情況下，數值優化方法考慮了效率問題，需要控制參數的個數，因此并不能實現局部精細控制。采用人工修型方法可以直接針對翼型點或者曲率分布，從而更有效率地實現有目的的精細化設計[8]。

2.1.4參數化方法及參數控制

參數化的核心作用在于減少設計和優化中的變量數量，通過少量參數來描述各類氣動部件的外形曲面，同時保證描述的曲面能夠盡量多的覆蓋設計空間。

近年來，由于計算機輔助設計(Computer Aided Design，CAD)軟件的快速發展，翼型越來越多地使用能夠自動保持翼型的光滑性的參數化曲線表示，如非均勻有理B樣條(Non-Uniform Rational B-Splines，NURBS)曲線[20-21]和類別/形狀函數變換(Class Shape Transformation，CST)方法[15,19,22]。CST方法通過一個基本的類別函數調整形狀函數的各個基函數的權重，可以獲得光滑的翼型曲線。該方法具有設計參數少，外形光滑，可以表示曲線與曲面等特點。通過調整類別函數的系數，可以獲得機翼、機身、短艙、掛架等不同部件的形狀。

對于復雜的外形更多地采用整體參數化技術，如NURBS和自由變形(Free-Form Deformation，FFD)[23-24]。NURBS對標準解析曲線(如圓錐曲線、二次曲面等)提供了統一的數學表示，且可以通過控制權因子靈活地變化形狀，是三維CAD格式初始化圖形交換規范(The Initial Graphics Exchange Specification，IGES)的曲面描述標準。FFD是幾何變形方法的典型代表，是一種與物體表示無關的變形方法，被廣泛地應用于幾何建模和計算機動畫領域中，在飛機曲面外形設計初期，可以直觀、簡潔、方便地獲得高階連續的曲面實體。

根據不同的設計需求，選擇合適的參數數量。在設計初期可根據設計經驗，針對主要影響參數，開展氣動設計，從而確定大參數；在進行下一步優化的過程中，可有針對性地控制參數的選擇。如可先增加內翼的參數，減少外翼的參數，實現內翼的精細化優化設計；而后再對外翼實施精細化設計。

2.1.5自動化網格生成技術

由于表面外形隨著參數改變而發生變化，對應的空間計算網格也需要產生變化。對于新的氣動外形，可以采用網格重構或者移動網格來生成相應新的網格。

網格重構通常是從頭開始建立新的空間網格，對于通常的網格類型-結構和非結構網格，需要采用不同的重構方法。對于結構網格重構，需要保持變形前后表面特征不變，變形前后網格數量和拓撲可以保持一致。而非結構網格的重構可能徹底改變網格空間拓撲結構，并且網格單元數量完全不同，對于網格一致性難以保證。

移動網格技術并不改變初始網格的拓撲和網格數量，僅僅對網格點坐標進行位移。移動網格技術由于和初始網格保持更多的一致性而應用更為廣泛。早期的移動網格方法多采用彈簧網絡方法，將網格單元視作多條彈性桿組成的有限元，利用位移邊界條件求解有限元方程獲得整個空間每個單元的位移量。但該方法難以控制壁面附近的網格分布，即使對壁面附近的網格單元附加更多的彈性剛度，但是CFD分析的單元數量過多，無法實現變形量從遠場到壁面的平滑過渡。后來陸續發展的各類方法針對不同類型的網格逐步解決了壁面附件黏性邊界層網格的變形問題。對于結構網格可以采用先移動結構塊頂點，再移動塊內網格點的兩步方法，如RBF-TFI(Radial Basis Function-Transfinite Interpolation)[25]、RBF-四元數[26]等方法。該類方法可以根據距離壁面的距離分塊控制移動量，保證附面層網格的厚度和分布，從而獲得更準確的近壁黏性流動結果。該方法具有極高的效率，但是僅能用于結構化網格。同時發展的還有基于彈簧網絡的改進方法，即在計算網格之外再建立一套較粗的非結構背景網格，利用彈簧網絡方法進行背景網格變形，背景網格和流場計算網格之間建立一種快速代數插值方法，將背景網格的變形量插值到流場計算網格上，獲得變形后的流場計算網格。該方法適用于結構、非結構以及混合網格等各類網格的移動問題，但是需要多建立一套非結構網格，人工成本略高。

2.2氣動設計流程

根據氣動設計工作的特點，形成了目前的設計流程，如圖5所示。

氣動初步設計階段主要目的是根據初步的設計指標和約束，快速有效地形成初步設計方案。將設計方案提供給其他專業(如結冰、氣動彈性專業、結構專業)，通過分析，從而補充或更新更可靠的設計約束和指標。

根據更新后的設計指標和約束，開展氣動詳細設計，并適時進一步更新約束，完成方案設計。

在初步設計和詳細設計過程中，采用分階段氣動優化設計、全局優化與局部尋優結合、人工經驗與數值優化結合、參數化方法及參數控制和自動化網格生成技術等方法，完成方案設計，提高設計效率。

圖5氣動設計流程
Fig. 5Aerodynamic design process

2.3氣動與其他專業的迭代設計

在氣動設計過程中，應不斷地融入其他專業的設計需求。以結冰和靜氣動彈性為例，在氣動初步設計方案的基礎上，考慮最為直接的利益相關方，如氣動設計對結冰的影響、靜氣動彈性氣動設計修正等，提煉考慮過飛機結冰性能要求的設計約束，形成設計準則。而靜氣動彈性修正是結構等其他專業工作開展的基礎，從而進一步提升氣動設計最后方案的工程魯棒性。這一方法和流程可以進一步用于其他專業和氣動設計的耦合，形成符合系統工程要求的多學科的機翼設計方法和工具。

2.3.1基于結冰影響氣動設計

從被動結冰安全設計向主動結冰安全設計發展，在氣動設計的基礎上，引入斥冰概念以及高容冰能力概念，所謂斥冰是指氣動設計指標相對常規設計而言不易結冰，這樣可以有效降低防除冰能耗以及結冰對氣動特性的影響；高容冰能力是指氣動設計指標結冰后氣動特性受冰形影響小于常規設計，這樣也可以有效降低結冰對氣動特性的影響。以上這兩個概念均為主動結冰安全設計概念，從氣動設計源頭最大限度降低結冰對飛機安全性的不確定影響，提升飛機安全性。

斥冰性能以及容冰能力轉化為氣動設計約束主要反映在氣動外形的特征上，以機翼為例，相應的氣動設計約束簡述為：從機翼氣動設計外形對結冰影響的一般規律出發，前緣半徑大的機翼會有較小的水滴收集特性。如圖6所示，Wing1和Wing2分別表示具備較大和較小前緣半徑的翼型，Wing1-ice和Wing2-ice分別表示對應翼型的結冰冰形，x和y分別為翼型的橫、縱無量綱坐標。可以看出，機翼前緣半徑較小的翼型，冰形較大，能夠很好地降低結冰對飛機安全性的影響。

飛機的結冰特性直接影響其飛行安全，因此在氣動設計過程中必須考慮結冰的約束。在初步設計方案上，開展結冰性能分析，指出結冰性能與氣動外形之間的大致聯系，反饋給氣動設計，更新相應的約束條件或優化方向。在氣動詳細設計階段中，也應不斷迭代更新。

圖6不同前緣半徑翼型的結冰情況
Fig. 6Ice shape of airfoil with different LE radius

2.3.2靜氣動彈性氣動設計修正

大展弦比飛機的氣動外形在飛行狀態中受到不同狀態載荷和結構的相互作用將產生變形。對于大型客機而言，其變形量可能會較明顯地影響飛機的巡航效率、各類導數和操縱效率等對外形敏感的氣動特性。隨著新材料新技術的應用，當前新型大型客機的機翼越來越偏向于彈性化,即剛度越來越小，這種趨勢導致靜氣動彈性效應影響越發顯著。基于面元法的線化氣動力氣彈分析方法以及簡化的單梁結構模型已經很難從精度上滿足跨聲速巡航狀態氣彈修正的需要，而更先進的CFD方法能夠準確地捕捉激波、渦和分離現象，同時氣彈分析所需的結構響應需要更先進的有限元方法進行分析，因此基于CFD/有限元法(Finite Element Method, FEM)耦合的氣動彈性分析能夠得到更精確的結果。從氣動設計的角度來說，彈性變形對氣動力的影響已經越來越重要，盡管CFD/FEM所需的計算代價很高，但是對此有必要采用此類方法進一步準確獲得彈性變形的氣動影響，并進一步提高飛機的氣動力性能。

在基于CFD/FEM耦合方法中，CFD和FEM分析程序均采用較成熟的方案，本文不做贅述。氣動結構數據交換和CFD網格變形是兩個基礎的問題。載荷和位移的數據交換方法通常有守恒性和非守恒性的多種方法，而網格變形可以通過重構或者移動網格來生成。較重構而言，移動網格可以使得變形前后網格具有較高的一致性。由于大型客機要求對阻力精確預測，無論采用何種方法均要求網格變形前后附面層的網格厚度和分布保持一致，如圖7所示。通過CFD和FEM耦合計算，可以進行全機的型架外形設計與校核，風洞試驗模型的彈性變形及氣動力修正和試飛試驗驗證分析等工作，如圖8所示。

2.4氣動設計結果

適合飛機使用的超臨界機翼設計應該是氣動性能的全面改進與綜合權衡，提高機翼氣動性能的魯棒性，而不是單獨強調升阻比最大化的純粹巡航點氣動最優設計。

圖7巡航外形變形前后物面網格對比
Fig. 7Surface mesh contrast before and after deformation of cruise shape

圖8巡航和彈性展向扭矩系數分布
Fig. 8Twist moment coefficient distribution with cruise shape and elastic shape by span

采用了人工經驗與數值優化高度融合的高效氣動設計方法，針對巡航點和阻力發散點進行多點優化設計[27-28]。然后對典型優化方案進行綜合特性校核，并通過人工修型改進低速失速及高速抖振特性。然后修正優化約束和目標，再次開展優化設計，使人為引入的設計經驗能夠反饋于優化設計。優化過程先采用全速勢程序進行自動化優化，探索設計規律，然后采用Navier-Stokes方程進行人工修型方案與優化方案的校核。

圖9顯示了機翼優化前后阻力系數隨馬赫數的變化曲線，圖10為計算與試驗的壓力系數分布對比。超臨界機翼設計過程中考慮了其他專業的約束，保證氣動設計性能，設計壓力分布與試驗結果在壓力分布形態上吻合很好，反映了壓力分布隨馬赫數的變化規律，體現了該機翼具有較好的魯棒性和工程實用性。

圖9優化前后阻力系數隨馬赫數的變化
Fig. 9CDversus Mach number before and after
optimization

圖10計算與風洞試驗壓力系數分布對比
Fig. 10Pressure coefficient distribution contrast between CFD and wind tunnel test

3結論

1) 將氣動設計分解為快速氣動初步設計和精細氣動詳細設計兩個階段，加入其他專業的校核分析并更新氣動設計約束，實現了考慮多學科的氣動設計方法，設計方案更具工程實用性。

2) 通過分級氣動優化設計、全局優化與局部尋優結合、人工經驗與數值優化結合、參數化方法及參數控制以及自動化網格生成等技術的應用，靈活調整優化策略，實現人工經驗與數值優化高度融合，大幅提升設計效率。后續工作將基于現有不同CFD分析工具的適用范圍，發展多種CFD方法、風洞試驗數據挖掘、響應面方法以及更加智能高效的優化算法的有機結合，并融合多專業模型，進一步提高機翼設計的迭代效率和綜合指標的最優化水平。本文所述的方法已應用于中國大型客機的機翼氣動設計中。

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張淼男， 碩士， 研究員。主要研究方向： 氣動部件設計和CFD計算。

Tel: 021-20865760

E-mail: zhangmiao@comac.cc

劉鐵軍男， 碩士， 高級工程師。主要研究方向： 氣動部件設計和CFD計算。

Tel: 021-20865756

E-mail: liutiejun@comac.cc

馬涂亮男， 碩士研究生， 工程師。主要研究方向： 氣動部件設計。

Tel: 021-20865762

E-mail: matuliang@comac.cc

陳迎春男， 博士， 研究員。主要研究方向： 飛機總體設計、空氣動力學。

Tel: 021-20865010

E-mail: chenyingchun@comac.cc

程攀男， 碩士研究生， 高級工程師。主要研究方向： 靜氣動彈性及氣動優化設計。

Tel: 021-20865659

E-mail: chengpan@comac.cc

周峰男， 碩士研究生， 工程師。主要研究方向： 氣動部件設計和飛機結冰。

Tel: 021-20865750

E-mail: zhoufeng@comac.cc

Received： 2015-10-22; Revised: 2015-11-03; Accepted: 2015-12-05; Published online: 2015-12-0910:29

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151209.1029.006.html

High speed aerodynamic design of large civil transporter based on CFD method

ZHANG Miao1, *, LIU Tiejun1, MA Tuliang1, CHEN Yingchun2, CHENG Pan1, ZHOU Feng1

1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai201210, China 2. Commercial Aircraft Corporation of China, Ltd. Shanghai200120, China

Abstract:The aerodynamic optimization and design is discussed in this paper, including the combination of local and global search methods, the combination of human experience and automatic optimization, the parameterization technique and the automatic mesh generation method. These techniques are developed and explored for the high speed aerodynamics of large civil transporter and, meanwhile, integrated with the artificial experience based on the state of the arts numerical tools, the optimization algorithm and the computing hardware, which highly improves the design efficiency. The method and process of engineering aerodynamic design with constraints in multiple disciplines, such as aerodynamics, icing and static aero-elastics, are also improved in this paper. Furthermore, a supercritical wing design is demonstrated as an example for the application of above techniques to high speed aerodynamic design of large civil transporter.

Key words:large civil transporter; aerodynamic design; supercritical wing; CFD; multidisciplinary

*Corresponding author. Tel.： 021-20865760E-mail: zhangmiao@comac.cc

作者簡介：

中圖分類號：V221.4

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0244-11

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0331

*通訊作者.Tel.： 021-20865760E-mail: zhangmiao@comac.cc

收稿日期：2015-10-22; 退修日期: 2015-11-03; 錄用日期: 2015-12-05; 網絡出版時間: 2015-12-0910:29

網絡出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151209.1029.006.html

引用格式： 張淼, 劉鐵軍, 馬涂亮, 等． 基于CFD方法的大型客機高速氣動設計[J]． 航空學報, 2016, 37(1): 244-254. ZHANG M, LIU T J, MA T L, et al. High speed aerodynamic design of large civil transporter based on CFD method[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 244-254.

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