王 榮，陳冰雁

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院一所，北京 100074)

基于并行CFD和優(yōu)化技術(shù)的返回艙外形多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)

王 榮*，陳冰雁

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院一所，北京 100074)

在給定的質(zhì)心設(shè)計(jì)范圍內(nèi)，圍繞球冠倒錐返回艙外形的高超聲速氣動(dòng)單點(diǎn)靜穩(wěn)定性、配平升阻特性、質(zhì)心橫偏量的綜合設(shè)計(jì)問(wèn)題，提出了多點(diǎn)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)數(shù)學(xué)模型。通過(guò)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法結(jié)合并行數(shù)值模擬技術(shù)，對(duì)該多點(diǎn)多目標(biāo)氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題進(jìn)行研究，為了加快多點(diǎn)數(shù)值計(jì)算進(jìn)度，采用了嵌套并行方法，通過(guò)有效利用硬件資源來(lái)提高多個(gè)狀態(tài)氣動(dòng)數(shù)值求解效率。根據(jù)以上方法給出的最優(yōu)設(shè)計(jì)邊界指出了返回艙單點(diǎn)靜穩(wěn)定性與配平升阻比和質(zhì)心橫偏量的矛盾關(guān)系，改善單點(diǎn)靜穩(wěn)定性會(huì)導(dǎo)致配平升阻比下降，使質(zhì)心橫偏量增加;反之，配平升阻比增加，質(zhì)心橫偏量減少都會(huì)使單點(diǎn)靜穩(wěn)定性變差。

返回艙;優(yōu)化設(shè)計(jì);并行數(shù)值模擬;多目標(biāo);單點(diǎn)靜穩(wěn)定性

0 引言

從容積率、防熱、結(jié)構(gòu)重量、質(zhì)心位置、阻力等因素綜合考慮，小升阻比半彈道式返回艙均選用球冠倒錐形狀［1］，為了獲得一定的配平升阻比，此類返回艙氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)通過(guò)對(duì)質(zhì)心橫向偏置使其在指定配平迎角飛行［2］，但橫偏量不宜太大［3］。另外，返回艙再入氣動(dòng)穩(wěn)定性關(guān)乎乘員和設(shè)備的安全，再入氣動(dòng)升阻特性關(guān)系到落點(diǎn)精度，決定了最大過(guò)載量，因此返回艙氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)需關(guān)注氣動(dòng)穩(wěn)定性和升阻性能等氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)要求指標(biāo)。

本文結(jié)合以上氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求，對(duì)球冠倒錐返回艙外形高超聲速配平狀態(tài)下的升阻比、單點(diǎn)靜穩(wěn)定性和質(zhì)心橫偏量進(jìn)行重點(diǎn)研究。依據(jù)飛行任務(wù)和結(jié)構(gòu)布置情況，以及受運(yùn)載工具尺寸的限制，返回艙氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)其質(zhì)心軸向變化范圍是已知確定的(本文質(zhì)心軸向范圍直接給定)。文中首先對(duì)球冠倒錐返回艙外形進(jìn)行參數(shù)化建模，然后在給定的質(zhì)心軸向范圍和飛行條件下，通過(guò)并行數(shù)值模擬技術(shù)結(jié)合多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，定量考察其氣動(dòng)靜穩(wěn)定性和升阻性能及質(zhì)心橫向偏置量之間的最優(yōu)分布關(guān)系，據(jù)此甄選滿足靜穩(wěn)定性和升阻性能等要求的優(yōu)化外形。

返回艙氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)多采用基于牛頓理論的工程計(jì)算方法［4-7］，本文在優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中采用精度更高的數(shù)值模擬方法預(yù)測(cè)繞流氣動(dòng)力。為了解決氣動(dòng)數(shù)值計(jì)算周期長(zhǎng)效率低的問(wèn)題，加快多狀態(tài)的流場(chǎng)求解進(jìn)程，在氣動(dòng)計(jì)算時(shí)采用嵌套并行的組織方式，通過(guò)有效利用硬件資源來(lái)提高求解效率。優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程由優(yōu)化模型模塊驅(qū)動(dòng)外形參數(shù)化造型、網(wǎng)格生成以及流場(chǎng)并行計(jì)算模塊形成的封裝集成系統(tǒng)，根據(jù)設(shè)計(jì)條件自動(dòng)實(shí)現(xiàn)尋優(yōu)設(shè)計(jì)。文章首先對(duì)優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中的計(jì)算方法予以介紹，然后提出返回艙外形氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題和相應(yīng)的解決方案，最后給出優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果并簡(jiǎn)要討論分析。

1 外形參數(shù)化與流場(chǎng)網(wǎng)格劃分

返回艙氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)涉及到外形參數(shù)化描述和網(wǎng)格自動(dòng)劃分。

小升阻比半彈道式返回艙均選用球冠倒錐形狀［1］，因此本文針對(duì)球冠倒錐返回艙外形進(jìn)行參數(shù)化建模。首先，根據(jù)其幾何特征參數(shù)通過(guò)分段解析求出整個(gè)外形曲線，然后，以該曲線為母線繞體軸旋轉(zhuǎn)形成參數(shù)化幾何表面模型(圖1)。外形分段解析的母線方程詳見文獻(xiàn)［8］。

圖1 參數(shù)化外形與優(yōu)化設(shè)計(jì)參變量Fig.1 Shape parameterization＆design variables

流場(chǎng)劃分方法采用非結(jié)構(gòu)直角網(wǎng)格技術(shù)。該網(wǎng)格生成方法采用由體到面的構(gòu)造原理［9］，基于流場(chǎng)初始結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，對(duì)三角形單元描述的物面附近區(qū)域網(wǎng)格逐層加密，除去與模型相交的網(wǎng)格形成包裹模型的內(nèi)側(cè)物面層，用投影的方法填充生成貼近物面的柱形網(wǎng)格［10］。該網(wǎng)格生成方法具有快捷高效自動(dòng)的特點(diǎn)，適合工程上一般外形方案選型優(yōu)化階段的氣動(dòng)特性數(shù)值模擬計(jì)算需要。

2 氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)方法

飛行器外形布局優(yōu)化設(shè)計(jì)需要在有限的時(shí)間周期內(nèi)對(duì)氣動(dòng)性能作出評(píng)估。設(shè)計(jì)期間布局調(diào)整和外形改動(dòng)不斷進(jìn)行，快速、準(zhǔn)確魯棒的氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)方法是總體氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)不可或缺的重要技術(shù)支撐。隨著計(jì)算流體力學(xué)(CFD)技術(shù)的不斷發(fā)展和計(jì)算機(jī)速度的迅速提升，采用CFD數(shù)值模擬已經(jīng)能夠?qū)︼w行器的氣動(dòng)性能進(jìn)行比較快速精確的預(yù)測(cè)。本文流場(chǎng)CFD數(shù)值模擬計(jì)算通過(guò)求解Euler方程完成。

2.1 數(shù)值方法

用有限體積法對(duì)積分形式的Euler方程進(jìn)行離散求解，離散后的表示形式如下:

其中，wi為守恒量在控制體中的平均值，i是對(duì)控制體m個(gè)表面的通量進(jìn)行求和。

單元邊界面的通量采用Roe提出的近似Riemann解的通量差分裂方法求解。引入帶有梯度限制器的最小二乘擬合方法進(jìn)行流場(chǎng)重構(gòu)，來(lái)獲得空間高階精度。時(shí)間方向采用顯式迭代法推進(jìn)求解，計(jì)算時(shí)采用基于消息傳遞MPI的分布式并行計(jì)算技術(shù)加速求解進(jìn)程。

2.2 方法驗(yàn)證

應(yīng)用本文數(shù)值方法對(duì)返回艙實(shí)驗(yàn)外形高超聲速典型工況M=6，α=20°進(jìn)行計(jì)算，表1給出了計(jì)算與實(shí)驗(yàn)比較結(jié)果，兩者氣動(dòng)力系數(shù)結(jié)果誤差均在5%以內(nèi)，因此本文數(shù)值模擬方法具有一定的精度，可以作為返回艙氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)氣動(dòng)力預(yù)測(cè)的可靠模型。

表1 返回艙高超聲速氣動(dòng)力計(jì)算與實(shí)驗(yàn)比較(M=6)Table 1 Validation case of a capsule(M=6)

3 多目標(biāo)優(yōu)化算法

優(yōu)化模型核心是優(yōu)化算法。其中多目標(biāo)優(yōu)化算法在數(shù)學(xué)規(guī)劃中歸為多目標(biāo)規(guī)劃方法，處理多目標(biāo)規(guī)劃的通常做法是將多目標(biāo)問(wèn)題通過(guò)某種策略轉(zhuǎn)化為單目標(biāo)規(guī)劃問(wèn)題，再運(yùn)用單目標(biāo)規(guī)劃方法求解［12］。這種處理方法一般只能求得一部分最優(yōu)解，不能求出整個(gè)解集。遺傳算法是近幾十年模擬生物進(jìn)化機(jī)制而發(fā)展起來(lái)的可以求解多目標(biāo)規(guī)劃問(wèn)題的有效方法。多目標(biāo)遺傳算法［13］根據(jù)目標(biāo)函數(shù)排序等級(jí)階次構(gòu)造適應(yīng)值函數(shù)，該算法給出的最終結(jié)果是一系列互不占優(yōu)的非劣解構(gòu)成的最優(yōu)解集，也稱Pareto前鋒面。多目標(biāo)遺傳算法非常適合處理復(fù)雜多樣的工程設(shè)計(jì)問(wèn)題，已經(jīng)發(fā)展成為解決多目標(biāo)規(guī)劃問(wèn)題的重要工程設(shè)計(jì)方法。對(duì)于返回艙氣動(dòng)外形多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題，本文采用多目標(biāo)遺傳算法完成優(yōu)化設(shè)計(jì)。

4 返回艙氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)

返回艙氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)與氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求密不可分。返回艙氣動(dòng)穩(wěn)定特性與飛行品質(zhì)緊密關(guān)聯(lián)，是穩(wěn)定飛行的關(guān)鍵性因素。返回艙配平升阻比影響過(guò)載量和落點(diǎn)精度。返回艙通過(guò)對(duì)質(zhì)心橫向偏置使其在指定配平迎角飛行［2］，但橫偏量不宜太大［3］。這些是氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求關(guān)注的指標(biāo)，是氣動(dòng)設(shè)計(jì)需要面對(duì)和解決的問(wèn)題。

結(jié)合以上氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求，本文通過(guò)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)對(duì)返回艙高超聲速配平狀態(tài)下的升阻比、單點(diǎn)靜穩(wěn)定性和質(zhì)心橫偏量進(jìn)行重點(diǎn)研究，優(yōu)化時(shí)要求升阻比盡可能大，單點(diǎn)靜穩(wěn)定性盡可能好，質(zhì)心橫偏量盡可能小。

返回艙單點(diǎn)靜穩(wěn)定性(簡(jiǎn)稱為單穩(wěn)定性)是指，0°～-180°迎角相對(duì)質(zhì)心的俯仰力矩曲線只存在唯一靜穩(wěn)定配平點(diǎn)，則稱之為單點(diǎn)穩(wěn)定，否則為非單點(diǎn)穩(wěn)定(圖2)。

圖2 單穩(wěn)定性定義Fig.2 Definition of single point static stability

4.1 優(yōu)化設(shè)計(jì)方案

返回艙氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的飛行馬赫數(shù)、質(zhì)心軸向許用變化范圍及配平迎角為已知給定的設(shè)計(jì)條件。文中給定設(shè)計(jì)馬赫數(shù)M=10，質(zhì)心軸向許用范圍為450mm≤xcg≤500mm，選取的計(jì)算迎角分別為α=-25°、-100°、-150°和-160°。其中α=-25°為給定的設(shè)計(jì)配平迎角，配平點(diǎn)氣動(dòng)計(jì)算一方面是為了獲得配平升阻比(用L/Dα_25表示)，另一方面是根據(jù)已知的質(zhì)心軸向位置要求確定質(zhì)心橫向最大偏移量ycgM;計(jì)算其余三個(gè)迎角是為了近似求解大迎角最小俯仰力矩，來(lái)確定單穩(wěn)定性。

質(zhì)心橫向偏移量可由配平氣動(dòng)力和質(zhì)心軸向位置求出，質(zhì)心橫向偏移量隨其軸向位置前移而增大，在質(zhì)心軸向許用范圍下限xcg=450處取最大值(此處對(duì)應(yīng)的橫向偏移量用ycgM表示，也就是質(zhì)心最大的橫向偏移量，見圖3)，因此，為了保證在整個(gè)質(zhì)心軸向許用范圍滿足質(zhì)心橫向偏移量盡可能小的要求，應(yīng)按質(zhì)心軸向許用范圍下限考慮設(shè)計(jì)。

圖3 返回艙配平點(diǎn)氣動(dòng)作用力示意圖Fig.3 Illustration of aerodynamic force

本文采用近似計(jì)算大迎角最小俯仰力矩的方法來(lái)確定單點(diǎn)靜穩(wěn)定性。根據(jù)計(jì)算經(jīng)驗(yàn)，大迎角俯仰力矩曲線最小力矩通常出現(xiàn)在迎角為α=-100°、-150°和-160°附近(圖2)，求得這三個(gè)迎角對(duì)應(yīng)的俯仰力矩Cmzgα_100、Cmzgα_150和Cmzgα_160，則其最小值CmzgMin=Min(Cmzgα_100，Cmzgα_150，Cmzgα_160)可作為近似的最小俯仰力矩(若需提高最小俯仰力矩的計(jì)算精確度最直接的方法就是計(jì)算更多的迎角，而這必然導(dǎo)致計(jì)算量增加)。若CmzgMin小于零值，則會(huì)出現(xiàn)非單穩(wěn)定的第二(或更多)靜穩(wěn)定配平點(diǎn)。非單點(diǎn)靜穩(wěn)定時(shí)，在大迎角區(qū)域出現(xiàn)靜穩(wěn)定配平點(diǎn)，飛船受擾動(dòng)后就可能產(chǎn)生所謂小頭朝前的倒向飛行問(wèn)題［2］，這是設(shè)計(jì)中必須避免的情況。為了提高單點(diǎn)靜穩(wěn)定度防止發(fā)生倒向穩(wěn)定，優(yōu)化設(shè)計(jì)應(yīng)以該最小力矩為目標(biāo)，使其盡可能向力矩曲線圖橫軸上方移動(dòng)，其值越大單穩(wěn)定性越好。綜上，CmzgMin的大小代表了單穩(wěn)定性的優(yōu)劣，因此，可以作為單點(diǎn)靜穩(wěn)定性的度量指標(biāo)。

另外，為了保證在整個(gè)質(zhì)心軸向許用范圍滿足單點(diǎn)靜穩(wěn)定性的要求，在求最小俯仰力矩時(shí)應(yīng)按質(zhì)心軸向許用范圍上限考慮，這是因?yàn)橘|(zhì)心軸向位置xcg越大，即質(zhì)心越靠后對(duì)穩(wěn)定性越不利，因此在確定質(zhì)心位置時(shí)應(yīng)取xcg=500，才能代表整個(gè)質(zhì)心許用范圍的單穩(wěn)定性。

根據(jù)以上分析，在給定的質(zhì)心軸向許用范圍內(nèi)，以最小俯仰力矩cmzgMin和配平升阻比L/Dα_25作為優(yōu)化目標(biāo)，使其最大化;同時(shí)以質(zhì)心最大橫偏量ycgM為優(yōu)化目標(biāo)，使其最小化。針對(duì)以上返回艙氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題提出了三目標(biāo)四點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)方案，對(duì)應(yīng)的多目標(biāo)規(guī)劃數(shù)學(xué)形式描述如下:

其中，X是表2中優(yōu)化設(shè)計(jì)變量組成的向量，Xu和Xd是X的上、下界約束，優(yōu)化設(shè)計(jì)參變量示意圖見圖2。

Cmzgα_25、Cmzgα_100、Cmzgα_150、Cmzgα_160，Cmα_25、Cmα_100、Cmα_150和Cmα_160分別是α=-25°、-100°、-150°、-160°時(shí)相對(duì)質(zhì)心與相對(duì)頭部坐標(biāo)原點(diǎn)(球冠頂點(diǎn))的俯仰力矩系數(shù)，xcpα_25為配平時(shí)(α=-25°)的縱向壓力中心。

表2 優(yōu)化變量設(shè)計(jì)空間表Table2 Searching space of design variables

4.2 并行計(jì)算組織方式

對(duì)以上多點(diǎn)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題，為了加快多個(gè)迎角的流場(chǎng)求解進(jìn)程，氣動(dòng)性能預(yù)測(cè)采用嵌套并行的組織方式(圖4)。四個(gè)迎角同時(shí)計(jì)算，在分布式機(jī)器上被分發(fā)到四個(gè)多核機(jī)器節(jié)點(diǎn)，在每個(gè)節(jié)點(diǎn)上對(duì)應(yīng)的計(jì)算迎角再啟用10個(gè)核對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行并行求解。因此，運(yùn)行過(guò)程中總共用了40個(gè)核計(jì)算。對(duì)于該問(wèn)題，若不采用嵌套并行方式，四個(gè)迎角按序依次在一個(gè)機(jī)器節(jié)點(diǎn)上串行計(jì)算，總的計(jì)算時(shí)間將是嵌套方式的四倍。如果計(jì)算迎角增加，在硬件資源充足的情況下嵌套并行方式總計(jì)算時(shí)間是不變的，而非嵌套方式的計(jì)算時(shí)間會(huì)隨著計(jì)算迎角個(gè)數(shù)增加呈線性地增長(zhǎng)。因此，通過(guò)充分利用硬件資源，采用嵌套并行方式能夠有效地提高多狀態(tài)氣動(dòng)數(shù)值求解效率，可以大幅縮短基于CFD技術(shù)的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)周期。該方法對(duì)于類似的多點(diǎn)氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題都是適用的。

圖4 嵌套并行結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Nested frame of parallel computation

4.3 優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果

計(jì)算時(shí)種群規(guī)模取100，進(jìn)化50代，在表2給定的參變量設(shè)計(jì)空間內(nèi)，經(jīng)過(guò)遺傳算法5 000次約一周時(shí)間的進(jìn)化優(yōu)選完成優(yōu)化設(shè)計(jì)，求得最優(yōu)布局外形對(duì)應(yīng)的前鋒面計(jì)算結(jié)果如圖5。

圖5 優(yōu)化布局外形前鋒面Fig.5 Pareto front face of design optimization

為了便于分析，通過(guò)投影將以上三維前鋒面轉(zhuǎn)化為二維鋒面圖。圖6分別給出單穩(wěn)定性與質(zhì)心橫偏量和單穩(wěn)定性與配平升阻特性的二維最優(yōu)分布情況?？梢钥闯?，隨質(zhì)心橫偏量的減少單穩(wěn)定性變差;隨著配平升阻比的增加單穩(wěn)定性也會(huì)變差，這說(shuō)明最優(yōu)的單穩(wěn)定性、配平升阻性能和質(zhì)心橫偏量不可兼得，設(shè)計(jì)時(shí)必須權(quán)衡折衷有所取舍。圖7給出了三個(gè)指標(biāo)對(duì)設(shè)計(jì)變量的敏感性排序情況，倒錐角和長(zhǎng)度及球冠半徑是比較敏感的參數(shù)，這可以從圖6中前鋒面上返回艙外形特征的變化情況得到印證，例如，倒錐角增加使升阻比提高，卻對(duì)單穩(wěn)定性不利;由于限定了質(zhì)心軸向位置區(qū)間，長(zhǎng)度越大質(zhì)心軸向相對(duì)位置越小(即xg越小)，質(zhì)心更靠前則單穩(wěn)定性變好，而質(zhì)心橫向偏移絕對(duì)量就會(huì)很大。圖6前鋒面上不同的外形相對(duì)其質(zhì)心(xcg=500)的俯仰力矩隨迎角的變化曲線如圖8所示，可以看出本文近似求解單穩(wěn)定性的方法是可行的。

圖6 二維前鋒面Fig.6 2D pareto fronts

圖7 參數(shù)敏感性排序Fig.7 Rank of sensitive parameters on each objective

本文對(duì)返回艙氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)所關(guān)注的三個(gè)重要指標(biāo)，通過(guò)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法給出了最優(yōu)設(shè)計(jì)邊界，指出了三個(gè)指標(biāo)之間的沖突關(guān)系。一方面，可以用于指導(dǎo)返回艙設(shè)計(jì);另一方面，在優(yōu)化過(guò)程中形成了氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)，可以在設(shè)計(jì)空間內(nèi)根據(jù)設(shè)計(jì)需要選擇相應(yīng)外形。例如，選擇質(zhì)心橫偏量ycgM在40以內(nèi)，配平升阻比大于0.3，滿足超聲速單點(diǎn)靜穩(wěn)定的一個(gè)典型外形如圖9。該外形高超聲速段不同馬赫數(shù)下的俯仰力矩曲線(圖10)表明，其在高超聲速段具備單穩(wěn)定性，M=10與M=15曲線幾乎重合在一起，M= 5曲線在局部有較小的差異，說(shuō)明氣動(dòng)靜穩(wěn)定特性隨速度提高具有很好的一致性，本文所選的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)是合理且有代表性的。

圖9 典型外形Fig.9 Typical shape picked for illustration

圖10 俯仰力矩曲線Fig.10 Pitching moment curves of the shape

5 結(jié)論

本文嵌套并行方法通過(guò)充分利用硬件資源，有效地提高了多狀態(tài)氣動(dòng)數(shù)值求解效率，大幅縮短了基于CFD技術(shù)的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)周期，對(duì)于類似的多點(diǎn)氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題具有可推廣性。

在整個(gè)質(zhì)心軸向許用范圍內(nèi)，針對(duì)返回艙氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)關(guān)注的三個(gè)重要指標(biāo)，通過(guò)多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法結(jié)合數(shù)值模擬技術(shù)對(duì)所提出的多點(diǎn)多目標(biāo)氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題進(jìn)行研究，以定量的方式給出了三個(gè)指標(biāo)之間的沖突關(guān)系，一方面可以用于指導(dǎo)返回艙設(shè)計(jì)，另一方面可以根據(jù)設(shè)計(jì)要求，在優(yōu)化數(shù)據(jù)庫(kù)中選擇需要的外形。

文中僅關(guān)注了高超聲速段單點(diǎn)靜穩(wěn)定性，但是對(duì)返回艙設(shè)計(jì)仍具有一定的指導(dǎo)意義，下一步的工作需要重點(diǎn)綜合考慮亞聲速段的情況。

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Aerodynamic configuration design optimization of reentry capsule based on CFD and multi-objective optimization theory

Wang Rong*，Chen Bingyan
(The First Institute，China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

Aerodynamic longitudinal static stability characteristics，hypersonic lift-to-drag ratio characteristics under trim angle of attack，and off-set location placement of gravity center for spherical cap segment-reversing cone capsule configuration are studied through Multi-point/objective Design Optimization technique combined numerical parallel simulation methods.Contrary relations are presented between the aerodynamic static stability and the other two characteristics.Aerodynamic static longitudinal stability is improved as trimmed lift-drag ratio decreased and offset location of gravity center increased，whereas，increasing trimmed lift-drag ratio or decreasing offset location of gravity center means worse static stability.The method introduced in the paper shows some guiding significance for the design of reentry capsule.

capsule;design optimization;parallel numeric simulation;multi-objective;single point static stability

V211.3

:Adoi:10.7638/kqdlxxb-2014.0045

0258-1825(2015)05-0588-06

2014-05-29;

:2014-07-31

王榮*(1981-)，男，寧夏固原人，高級(jí)工程師，研究方向:氣動(dòng)計(jì)算與布局優(yōu)化設(shè)計(jì).E-mail:dilect@126.com

王榮，陳冰雁.基于并行CFD和優(yōu)化技術(shù)的返回艙外形多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(5):588-593，609.

10.7638/kqdlxxb-2014.0045 Wang R，Chen B Y.Aerodynamic configuration design optimization of reentry capsule based on CFD and multi-objective optimization theory［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(5):588-593，609.