基于CFD方法的大型客机高速气动设计

张淼， 刘铁军， 马涂亮， 陈迎春， 程攀， 周峰

1. 上海飞机设计研究院， 上海　201210

2. 中国商用飞机有限责任公司， 上海　200120



基于CFD方法的大型客机高速气动设计

张淼1, *， 刘铁军1， 马涂亮1， 陈迎春2， 程攀1， 周峰1

1. 上海飞机设计研究院， 上海201210

2. 中国商用飞机有限责任公司， 上海200120

摘要:大型客机高速气动设计需融入型号的设计经验、准确的数值分析方法以及高效的全局优化流程。将型号研制积累的设计经验及准则与现有数值计算工具、优化算法和计算机硬件资源相结合，探索发展了基于CFD的大型客机气动优化设计综合方法，该方法系统综合全局优化与局部寻优、人工经验与数值优化、参数化方法和参数控制以及自动化网格生成等方法和技术，大幅提升了气动设计效率。同时，完善了工程中实用的大型客机高速气动设计方法和流程，设计过程中融入了气动、结冰、静气动弹性等多专业的综合约束，反映了机翼设计多学科综合的本质特征，有助于形成综合最优的设计方案。以大型客机的超临界机翼优化设计为例，叙述了其在高速气动设计工作中的应用。

关键词:大型客机； 气动设计； 超临界机翼； CFD； 多专业

长期以来，世界的大型客机市场主要由波音和空客两大巨头集团所垄断。飞机的气动设计是飞机设计最基础、最核心的技术之一。为使大型客机的气动设计水平赶超国外两大航空工业巨头，一方面必须具备先进的气动设计思想，另一方面还必须发展先进的气动设计手段和流程。然而，气动设计技术作为民机的核心技术，一直受到国外严密的技术保密和封锁。中国航空工业很难获得国外飞机公司真正的设计思想，也难以引进他们实际型号中使用的设计软件。唯一的办法是依靠国内自己的力量，在深入理解与大型客机典型流动现象相关的科学问题基础上，在实践中摸索设计经验，提炼设计思想，发展设计手段，提升气动设计能力，在市场上提高产品竞争力。

民用飞机研制是一个复杂工程，是多学科、多专业和多系统的综合集成。飞机气动设计对飞机的综合性能具有全局性的影响，其中高速巡航构型的气动设计是飞机研制过程中最重要和关键的技术工作。高速气动设计的主要任务包括翼型、机翼、垂平尾、机头、机身和后体等部件的设计；同时还有机翼、吊挂和发动机一体化、整流罩、融合式翼梢小翼等的优化设计。高速巡航状态气动设计的主要目的是在满足功能性的前提下，不断提高飞行效率，降低巡航飞行阻力。气动设计是一个多学科、多目标和多约束互相迭代设计的复杂过程。为了保证最终气动设计方案的工程可用性，在气动设计的过程中，还需要不断与其他专业开展迭代设计。同时，气动设计自身也是一个多约束、多目标的设计过程。中国通过ARJ21-700和C919两大民机型号的研发工作，初步建立和完善了大型客机高速气动设计的方法和流程。

本文在梳理和总结飞机总体需求的基础上，全面提炼型号气动力设计的需求，结合对所选飞机构型流动问题的深入理解，综合现有计算流体力学(Computational Fluid Dynamic，CFD)分析工具、优化算法和计算机资源，并运用型号研制经验，探索和建立了工程实用的气动设计方法和流程，并已应用于民用客机的气动设计工作。

1气动设计方法概述

目前气动设计的主要手段可分为理论分析、计算流体力学、风洞试验和飞行试验。

众所周知，随着计算机软硬件技术和数值计算方法的不断发展，CFD在气动分析和设计上的应用越来越广泛，手段也越来越精准。

近30年来，波音公司的CFD分析方法有了巨大飞跃，从面元法、全速势方法、欧拉方法到Navier-Stokes方法。Johnson等[1]对波音公司的CFD方法应用情况进行了详细总结：CFD应用范围已涵盖了机翼设计、机翼/发动机综合设计、机身后体设计、尾翼设计和翼身整流鼓包设计等；在各个时期的飞机设计中均起到巨大作用，如图1所示。在国内型号民用飞机研制过程中，也大量使用了CFD方法，大幅提高了气动设计的效率，推动了型号研制。

图1CFD对型号研制中风洞试验的影响[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显的特点：以TRANAIR和BLWF为代表的全速势方程程序，能够快速高效地捕捉设计的基本特性，但其准确性和适用范围存在较强的局限性，还不能预测流动分离与失速特性，非设计点的分析能力较差；现在以Navier-Stokes为主控方程的计算软件OVERFLOW、CFX、CFD++等已逐渐成为流场分析的主要手段，它们能够提供准确的计算结果和较清晰的流动细节，但受限于计算硬件资源，将其应用于型号设计始终受到一定局限。在国内，基于雷诺-平均Navier-Stokes (RANS)方法在气动设计上的应用也已经越来越多[2-3]。

由于CFD计算对一些复杂流动现象的模拟仍然不够成熟，其核心算法特别是湍流模型仍然具有较多的假设，并不能够保证完全模拟真实流动的物理现象，比如流动的转捩、非定常分离现象等。因此在气动设计的关键节点仍然需要进行相应风洞试验进行校核，并最终开展真实飞行试验，以确保飞机的真实气动性能。但是，随着CFD技术和计算机技术的不断发展，CFD分析方法在气动分析和设计上势必扮演更为重要的角色。这一发展趋势使得发展基于CFD的飞机气动设计方法和流程对于提高未来型号设计能力具有重要的意义。

2高速超临界机翼气动设计

高速巡航机翼的气动设计是部件气动设计的核心，是部件气动设计的典型代表，对民用客机的气动特性起着关键的作用。机翼气动设计的核心在于实现给定飞行条件下的综合效率最优。

目前，国际上主流的先进大型客机均采用超临界机翼[4]。超临界机翼是一种适用于超过其临界马赫数飞行的机翼[5]，需要在临界马赫数与阻力发散马赫数之间获得最佳巡航效率，这要求极精细的气动设计。超临界机翼气动设计过程中需要考虑如下设计原则和约束：①巡航状态下机翼不能出现强激波，只允许很小的激波阻力(一般小于1%)；②在满足抖振裕度的前提下，使机翼载荷分布尽量满足诱导阻力和翼根弯矩较小；③机翼巡航迎角不应过大，避免型阻的增加和飞行舒适性的降低；④机翼具有较小的低头力矩，以减小尾翼的配平力矩；⑤机翼具有良好的低速失速特性，保证具有足够的增升装置设计裕度；⑥非设计点具有良好的鲁棒性，尤其是巡航马赫数附近范围的性能都具有良好的稳定性；⑦前后梁厚度控制保证结构及油箱容积。

上述原则和约束大大提高了超临界机翼的设计难度和复杂性，机翼设计难点主要来源于3个方面：超临界机翼的流动特点使得其对外形和部件间的气动干扰比较敏感；多约束的优化问题导致全局寻优困难；不同CFD计算方法的结果精度和计算资源需求以及项目进度之间的平衡。

传统机翼设计流程如图2所示，根据机翼设计指标，将设计指标分解到翼型上，开展翼型设计，考虑压力分布形态，包括前缘吸力峰值、后加载、上翼面激波强度及位置等参数进行人工修型设计，达到目标压力分布形态；将基本翼型配置到机翼上，按目标压力分布形态人工修型，并对机翼的厚度分布和扭转分布进行优化设计；开展机翼压力分布优化。此方法要求设计人员具有特别丰富的工作经验，需要大量的人力投入和人机交互工作，也依赖大量风洞试验。

图2传统机翼设计流程
Fig. 2Traditional wing design process

随着现代优化算法迅速发展，程序自动优化越来越广泛地应用于现代机翼的气动设计，其流程如图3所示。采用程序优化设计需要根据机翼的设计指标、准则和约束，定义目标函数、优化变量和参数约束；同时要求实现自动生成几何数模、自动生成网格。程序寻优需要考虑的一个重点因素是效率问题，需要在求解器、优化变量、优化状态之间权衡。

本文将以超临界机翼气动设计为例，从型号设计经验出发，在传统设计流程的基础上，以提高设计效率为目标，构建适用于型号设计使用的、具有更高效率的、能够满足型号设计不同阶段特定需求的气动设计方法和流程。

图3优化设计流程
Fig. 3Optimization design process

2.1气动设计方法

随着飞机设计研制周期的不断缩短，气动设计必须进一步提高优化效率。通过整合现有的工具，结合型号气动设计经验和需求，建立了适合型号设计的气动设计理念和方法。

2.1.1不同阶段的气动分析手段

不同设计阶段有不同的精度要求，需要采用不同的气动优化设计方法。

气动初步设计阶段要求快速高效地形成初步设计方案，确定气动主要参数，供其他专业开展相关设计并更新设计约束；气动详细设计阶段要求细致精确，能够准确捕捉气动细节问题，完成详细设计方案。同时，通过风洞试验验证，满足设定的设计目标。

气动设计过程中，求解器在一定程度上决定了设计的效率。在初步设计阶段一般采用全速势方程，详细设计阶段采用欧拉方程和Navier-Stokes方程。

表1给出了全速势和Navier-Stokes软件的计算资源对比情况。图4给出了两个软件计算的翼身组合体机翼不同展向位置处翼型的压力系数分布对比，图中Span为飞机机翼展向位置，x为该展向位置弦向无量纲系数，Cp为压力分布系数。可以看出，全速势软件虽然对激波的捕捉效果不如Navier-Stokes软件，但在光滑区域，如波前和波后，以及机翼下表面，压力分布同Navier-Stokes方程计算结果几乎完全一致。全速势软件在计算资源消耗上大大低于Navier-Stokes软件，虽对激波捕捉效果欠佳，但依然非常适合初步设计阶段的优化设计。

表1全速势和Navier-Stokes软件计算资源对比

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

SoftwareMeshnumberComputingtimeFullpotential2073618sNavier-Stokes398000017h

图4全速势和Navier-Stokes压力系数分布对比
Fig. 4Pressure coefficient distribution contrast of full potential and Navier-Stokes

2.1.2优化算法的选择

现代优化算法发展非常迅速，基于进化类的遗传算法具有非线性问题的全局寻优能力，但优化计算量较大[6-11]；基于梯度的优化算法具有较高的优化效率，但无法做到全局寻优[12-13]。作为工程气动设计人员，研究寻优算法并非主业。因此，本文构建优化体系时调用现成的优化算法和软件，而将工作集中在提炼设计思想，改进设计方案。

优化过程首先采用遗传算法进行全局寻优。当全局寻优接近收敛时，采用局部优化方法加速收敛。在全局寻优与局部优化过程中，设计人员需要监控优化趋势，根据自己的经验控制遗传种群，甚至修改遗传个体，以调整和控制优化方向，并控制遗传算法优化向梯度算法优化切换的时机。

2.1.3人工经验与数值优化结合

传统气动设计方法以设计人员的设计经验为基础，通过“试凑法”逼近设计目标，该设计方法在工程单位被广泛采用。但该方法设计效率较低，且极大地依赖设计人员的经验积累，初学乍练的新设计人员对于那些“只可意会不可言传”的设计经验较难理解和继承。以各种先进寻优算法为基础的现代优化方法已经迅速发展起来，但这些优化方法往往不能将设计经验数字化植入到优化方法中，常常只用于学术研究中，得到的设计方案也只实现了数值优化，设计目标顾此失彼，难于做到工程实用。

人工修型方法难以获得气动特性最优的设计方案；优化设计方法很难将设计人员的设计经验植入其中。综合考虑各自的特点，设定了人工经验和数值优化融合策略：

1) 控制压力分布形态，压力分布形态是机翼设计的核心内容，为了获得理想的超临界压力分布形态，将设计经验里的理想压力分布转换为若干个约束条件，前缘吸力峰、上表面压力平台区、下表面无激波、激波位置和强度、后加载大小约束等，从而实现优化结果具有期望的压力分布形态[14-19]。

2) 依据已有设计经验引导优化方向，设计人员根据已有设计经验，在优化设计的过程中增加或调整相应约束条件，以限制非设计点特性不致恶化。比如限制机翼前缘半径下限可以保持良好的低速特性，限制翼型的弯度控制抖振特性。优化过程中，可根据优化收敛情况，随时调整设计约束，以满足非设计点要求。

3) 灵活转化设计目标和设计约束，很多设计约束值(如机翼抖振特性、阻力发散特性和低速特性等)很难在问题解决前确定，可将这些设计约束转变为设计目标，采用多点优化，通过设计人员权衡各种设计指标，从而可以获得满足初始设计约束的设计方案[18]。

4) 同时开展人工修型设计，在很多情况下，数值优化方法考虑了效率问题，需要控制参数的个数，因此并不能实现局部精细控制。采用人工修型方法可以直接针对翼型点或者曲率分布，从而更有效率地实现有目的的精细化设计[8]。

2.1.4参数化方法及参数控制

参数化的核心作用在于减少设计和优化中的变量数量，通过少量参数来描述各类气动部件的外形曲面，同时保证描述的曲面能够尽量多的覆盖设计空间。

近年来，由于计算机辅助设计(Computer Aided Design，CAD)软件的快速发展，翼型越来越多地使用能够自动保持翼型的光滑性的参数化曲线表示，如非均匀有理B样条(Non-Uniform Rational B-Splines，NURBS)曲线[20-21]和类别/形状函数变换(Class Shape Transformation，CST)方法[15,19,22]。CST方法通过一个基本的类别函数调整形状函数的各个基函数的权重，可以获得光滑的翼型曲线。该方法具有设计参数少，外形光滑，可以表示曲线与曲面等特点。通过调整类别函数的系数，可以获得机翼、机身、短舱、挂架等不同部件的形状。

对于复杂的外形更多地采用整体参数化技术，如NURBS和自由变形(Free-Form Deformation，FFD)[23-24]。NURBS对标准解析曲线(如圆锥曲线、二次曲面等)提供了统一的数学表示，且可以通过控制权因子灵活地变化形状，是三维CAD格式初始化图形交换规范(The Initial Graphics Exchange Specification，IGES)的曲面描述标准。FFD是几何变形方法的典型代表，是一种与物体表示无关的变形方法，被广泛地应用于几何建模和计算机动画领域中，在飞机曲面外形设计初期，可以直观、简洁、方便地获得高阶连续的曲面实体。

根据不同的设计需求，选择合适的参数数量。在设计初期可根据设计经验，针对主要影响参数，开展气动设计，从而确定大参数；在进行下一步优化的过程中，可有针对性地控制参数的选择。如可先增加内翼的参数，减少外翼的参数，实现内翼的精细化优化设计；而后再对外翼实施精细化设计。

2.1.5自动化网格生成技术

由于表面外形随着参数改变而发生变化，对应的空间计算网格也需要产生变化。对于新的气动外形，可以采用网格重构或者移动网格来生成相应新的网格。

网格重构通常是从头开始建立新的空间网格，对于通常的网格类型-结构和非结构网格，需要采用不同的重构方法。对于结构网格重构，需要保持变形前后表面特征不变，变形前后网格数量和拓扑可以保持一致。而非结构网格的重构可能彻底改变网格空间拓扑结构，并且网格单元数量完全不同，对于网格一致性难以保证。

移动网格技术并不改变初始网格的拓扑和网格数量，仅仅对网格点坐标进行位移。移动网格技术由于和初始网格保持更多的一致性而应用更为广泛。早期的移动网格方法多采用弹簧网络方法，将网格单元视作多条弹性杆组成的有限元，利用位移边界条件求解有限元方程获得整个空间每个单元的位移量。但该方法难以控制壁面附近的网格分布，即使对壁面附近的网格单元附加更多的弹性刚度，但是CFD分析的单元数量过多，无法实现变形量从远场到壁面的平滑过渡。后来陆续发展的各类方法针对不同类型的网格逐步解决了壁面附件黏性边界层网格的变形问题。对于结构网格可以采用先移动结构块顶点，再移动块内网格点的两步方法，如RBF-TFI(Radial Basis Function-Transfinite Interpolation)[25]、RBF-四元数[26]等方法。该类方法可以根据距离壁面的距离分块控制移动量，保证附面层网格的厚度和分布，从而获得更准确的近壁黏性流动结果。该方法具有极高的效率，但是仅能用于结构化网格。同时发展的还有基于弹簧网络的改进方法，即在计算网格之外再建立一套较粗的非结构背景网格，利用弹簧网络方法进行背景网格变形，背景网格和流场计算网格之间建立一种快速代数插值方法，将背景网格的变形量插值到流场计算网格上，获得变形后的流场计算网格。该方法适用于结构、非结构以及混合网格等各类网格的移动问题，但是需要多建立一套非结构网格，人工成本略高。

2.2气动设计流程

根据气动设计工作的特点，形成了目前的设计流程，如图5所示。

气动初步设计阶段主要目的是根据初步的设计指标和约束，快速有效地形成初步设计方案。将设计方案提供给其他专业(如结冰、气动弹性专业、结构专业)，通过分析，从而补充或更新更可靠的设计约束和指标。

根据更新后的设计指标和约束，开展气动详细设计，并适时进一步更新约束，完成方案设计。

在初步设计和详细设计过程中，采用分阶段气动优化设计、全局优化与局部寻优结合、人工经验与数值优化结合、参数化方法及参数控制和自动化网格生成技术等方法，完成方案设计，提高设计效率。

图5气动设计流程
Fig. 5Aerodynamic design process

2.3气动与其他专业的迭代设计

在气动设计过程中，应不断地融入其他专业的设计需求。以结冰和静气动弹性为例，在气动初步设计方案的基础上，考虑最为直接的利益相关方，如气动设计对结冰的影响、静气动弹性气动设计修正等，提炼考虑过飞机结冰性能要求的设计约束，形成设计准则。而静气动弹性修正是结构等其他专业工作开展的基础，从而进一步提升气动设计最后方案的工程鲁棒性。这一方法和流程可以进一步用于其他专业和气动设计的耦合，形成符合系统工程要求的多学科的机翼设计方法和工具。

2.3.1基于结冰影响气动设计

从被动结冰安全设计向主动结冰安全设计发展，在气动设计的基础上，引入斥冰概念以及高容冰能力概念，所谓斥冰是指气动设计指标相对常规设计而言不易结冰，这样可以有效降低防除冰能耗以及结冰对气动特性的影响；高容冰能力是指气动设计指标结冰后气动特性受冰形影响小于常规设计，这样也可以有效降低结冰对气动特性的影响。以上这两个概念均为主动结冰安全设计概念，从气动设计源头最大限度降低结冰对飞机安全性的不确定影响，提升飞机安全性。

斥冰性能以及容冰能力转化为气动设计约束主要反映在气动外形的特征上，以机翼为例，相应的气动设计约束简述为：从机翼气动设计外形对结冰影响的一般规律出发，前缘半径大的机翼会有较小的水滴收集特性。如图6所示，Wing1和Wing2分别表示具备较大和较小前缘半径的翼型，Wing1-ice和Wing2-ice分别表示对应翼型的结冰冰形，x和y分别为翼型的横、纵无量纲坐标。可以看出，机翼前缘半径较小的翼型，冰形较大，能够很好地降低结冰对飞机安全性的影响。

飞机的结冰特性直接影响其飞行安全，因此在气动设计过程中必须考虑结冰的约束。在初步设计方案上，开展结冰性能分析，指出结冰性能与气动外形之间的大致联系，反馈给气动设计，更新相应的约束条件或优化方向。在气动详细设计阶段中，也应不断迭代更新。

图6不同前缘半径翼型的结冰情况
Fig. 6Ice shape of airfoil with different LE radius

2.3.2静气动弹性气动设计修正

大展弦比飞机的气动外形在飞行状态中受到不同状态载荷和结构的相互作用将产生变形。对于大型客机而言，其变形量可能会较明显地影响飞机的巡航效率、各类导数和操纵效率等对外形敏感的气动特性。随着新材料新技术的应用，当前新型大型客机的机翼越来越偏向于弹性化,即刚度越来越小，这种趋势导致静气动弹性效应影响越发显著。基于面元法的线化气动力气弹分析方法以及简化的单梁结构模型已经很难从精度上满足跨声速巡航状态气弹修正的需要，而更先进的CFD方法能够准确地捕捉激波、涡和分离现象，同时气弹分析所需的结构响应需要更先进的有限元方法进行分析，因此基于CFD/有限元法(Finite Element Method, FEM)耦合的气动弹性分析能够得到更精确的结果。从气动设计的角度来说，弹性变形对气动力的影响已经越来越重要，尽管CFD/FEM所需的计算代价很高，但是对此有必要采用此类方法进一步准确获得弹性变形的气动影响，并进一步提高飞机的气动力性能。

在基于CFD/FEM耦合方法中，CFD和FEM分析程序均采用较成熟的方案，本文不做赘述。气动结构数据交换和CFD网格变形是两个基础的问题。载荷和位移的数据交换方法通常有守恒性和非守恒性的多种方法，而网格变形可以通过重构或者移动网格来生成。较重构而言，移动网格可以使得变形前后网格具有较高的一致性。由于大型客机要求对阻力精确预测，无论采用何种方法均要求网格变形前后附面层的网格厚度和分布保持一致，如图7所示。通过CFD和FEM耦合计算，可以进行全机的型架外形设计与校核，风洞试验模型的弹性变形及气动力修正和试飞试验验证分析等工作，如图8所示。

2.4气动设计结果

适合飞机使用的超临界机翼设计应该是气动性能的全面改进与综合权衡，提高机翼气动性能的鲁棒性，而不是单独强调升阻比最大化的纯粹巡航点气动最优设计。

图7巡航外形变形前后物面网格对比
Fig. 7Surface mesh contrast before and after deformation of cruise shape

图8巡航和弹性展向扭矩系数分布
Fig. 8Twist moment coefficient distribution with cruise shape and elastic shape by span

采用了人工经验与数值优化高度融合的高效气动设计方法，针对巡航点和阻力发散点进行多点优化设计[27-28]。然后对典型优化方案进行综合特性校核，并通过人工修型改进低速失速及高速抖振特性。然后修正优化约束和目标，再次开展优化设计，使人为引入的设计经验能够反馈于优化设计。优化过程先采用全速势程序进行自动化优化，探索设计规律，然后采用Navier-Stokes方程进行人工修型方案与优化方案的校核。

图9显示了机翼优化前后阻力系数随马赫数的变化曲线，图10为计算与试验的压力系数分布对比。超临界机翼设计过程中考虑了其他专业的约束，保证气动设计性能，设计压力分布与试验结果在压力分布形态上吻合很好，反映了压力分布随马赫数的变化规律，体现了该机翼具有较好的鲁棒性和工程实用性。

图9优化前后阻力系数随马赫数的变化
Fig. 9CDversus Mach number before and after
optimization

图10计算与风洞试验压力系数分布对比
Fig. 10Pressure coefficient distribution contrast between CFD and wind tunnel test

3结论

1) 将气动设计分解为快速气动初步设计和精细气动详细设计两个阶段，加入其他专业的校核分析并更新气动设计约束，实现了考虑多学科的气动设计方法，设计方案更具工程实用性。

2) 通过分级气动优化设计、全局优化与局部寻优结合、人工经验与数值优化结合、参数化方法及参数控制以及自动化网格生成等技术的应用，灵活调整优化策略，实现人工经验与数值优化高度融合，大幅提升设计效率。后续工作将基于现有不同CFD分析工具的适用范围，发展多种CFD方法、风洞试验数据挖掘、响应面方法以及更加智能高效的优化算法的有机结合，并融合多专业模型，进一步提高机翼设计的迭代效率和综合指标的最优化水平。本文所述的方法已应用于中国大型客机的机翼气动设计中。

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张淼男， 硕士， 研究员。主要研究方向： 气动部件设计和CFD计算。

Tel: 021-20865760

E-mail: zhangmiao@comac.cc

刘铁军男， 硕士， 高级工程师。主要研究方向： 气动部件设计和CFD计算。

Tel: 021-20865756

E-mail: liutiejun@comac.cc

马涂亮男， 硕士研究生， 工程师。主要研究方向： 气动部件设计。

Tel: 021-20865762

E-mail: matuliang@comac.cc

陈迎春男， 博士， 研究员。主要研究方向： 飞机总体设计、空气动力学。

Tel: 021-20865010

E-mail: chenyingchun@comac.cc

程攀男， 硕士研究生， 高级工程师。主要研究方向： 静气动弹性及气动优化设计。

Tel: 021-20865659

E-mail: chengpan@comac.cc

周峰男， 硕士研究生， 工程师。主要研究方向： 气动部件设计和飞机结冰。

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

作者简介：

中图分类号：V221.4

文献标识码：A

文章编号：1000-6893(2016)01-0244-11

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0331

*通讯作者.Tel.： 021-20865760E-mail: zhangmiao@comac.cc

收稿日期：2015-10-22; 退修日期: 2015-11-03; 录用日期: 2015-12-05; 网络出版时间: 2015-12-0910:29

网络出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151209.1029.006.html

引用格式： 张淼, 刘铁军, 马涂亮, 等． 基于CFD方法的大型客机高速气动设计[J]． 航空学报, 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.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn