翼身融合水下滑翔機(jī)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)

孫春亞, 宋保維, 王 鵬

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翼身融合水下滑翔機(jī)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)

孫春亞, 宋保維, 王 鵬

(西北工業(yè)大學(xué)航海學(xué)院, 陜西西安, 710072)

為了提高水下滑翔機(jī)的滑翔性能, 將翼身融合布局運(yùn)用到水下滑翔機(jī)外形設(shè)計(jì)中, 進(jìn)行了翼身融合水下滑翔機(jī)初始外形設(shè)計(jì), 并對(duì)其進(jìn)行了參數(shù)化建模。通過(guò)運(yùn)動(dòng)能耗分析, 建立了滑翔機(jī)的最大航程計(jì)算模型。在此基礎(chǔ)上, 以最大航程為目標(biāo), 采用代理模型全局優(yōu)化方法, 對(duì)滑翔機(jī)進(jìn)行外形優(yōu)化設(shè)計(jì), 優(yōu)化結(jié)果兼顧了提高升阻比和增大滑翔機(jī)體積兩方面的需求。通過(guò)低速風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了優(yōu)化結(jié)果的可行性, 為翼身融合水下滑翔機(jī)的研制提供了技術(shù)支持和參考。

水下滑翔機(jī); 翼身融合; 代理模型; 優(yōu)化設(shè)計(jì); 升阻比; 最大航程

0 引言

水下滑翔機(jī)作為一種新型水下機(jī)器人, 對(duì)能源的需求量很小, 可以高效率、長(zhǎng)時(shí)間地在海洋中航行, 已經(jīng)被廣泛地應(yīng)用到海洋探測(cè)中[1]。傳統(tǒng)水下滑翔機(jī)的外形一般是由回轉(zhuǎn)體主體、水翼和操縱面組成, 如Slocum[2]滑翔機(jī)、Spray[3]滑翔機(jī)和Seaglider[4]滑翔機(jī)等。然而, 回轉(zhuǎn)體形主體不能像水翼一樣提供非常高的升力, 所以, 傳統(tǒng)水下滑翔機(jī)即使加裝了大展弦比的機(jī)翼, 其最大升阻比只能達(dá)到5左右[5]。

為了提高水下滑翔機(jī)的滑翔效率, 美海軍實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)了一種翼身融合布局的水下滑翔機(jī)——X-ray[6]。這種新型外形的水下滑翔機(jī)具有航行阻力小、能源利用率高、航行距離遠(yuǎn)、噪聲低、成本低、回收方便等優(yōu)點(diǎn), 具有巨大的應(yīng)用前景。然而, 水下滑翔機(jī)工作在數(shù)百米, 甚至上千米深的水域, 許多設(shè)備需要布置在耐壓艙室內(nèi), 翼身融合布局內(nèi)部空間利用率小的缺點(diǎn)就凸現(xiàn)出來(lái)[7]。文獻(xiàn)[8]以最大升阻比為目標(biāo)對(duì)翼身融合水下滑翔機(jī)進(jìn)行外形優(yōu)化設(shè)計(jì), 優(yōu)化結(jié)果雖然增大了升阻比, 但減小了體積, 內(nèi)部容積過(guò)小, 無(wú)法應(yīng)用到工程實(shí)際中。怎樣在提高水動(dòng)力性能的同時(shí), 盡量增大其體積(內(nèi)部容積), 是翼身融合水下滑翔機(jī)外形設(shè)計(jì)的難點(diǎn)。

文章根據(jù)翼身融合布局的特點(diǎn), 進(jìn)行翼身融合水下滑翔機(jī)初始外形設(shè)計(jì), 并對(duì)其進(jìn)行參數(shù)化建模; 在此基礎(chǔ)上, 以最大航程為目標(biāo), 對(duì)翼身融合水下滑翔機(jī)進(jìn)行外形優(yōu)化設(shè)計(jì), 優(yōu)化結(jié)果既提高了升阻比又增大了滑翔機(jī)的體積, 通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn), 驗(yàn)證了優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果準(zhǔn)確可靠, 優(yōu)化方法切實(shí)可行。

1 初始外形

1.1 初始外形設(shè)計(jì)

翼身融合布局的基本概念是航行器的機(jī)身主體與機(jī)翼平滑地融合在一起, 從而提高航行器的流體動(dòng)力性能。翼身融合水下滑翔機(jī)初始外形設(shè)計(jì)的主要工作就是確定機(jī)身主體的外形和翼身融合方式。

相較于傳統(tǒng)回轉(zhuǎn)體形主體, 扁平橢球體形主體具有明顯的升力優(yōu)勢(shì), 并且扁平橢球體在與機(jī)翼進(jìn)行翼身融合時(shí), 可以更加平滑的過(guò)渡, 從而減小水下滑翔機(jī)的阻力。因此, 采用扁平橢球體作為翼身融合水下滑翔機(jī)的主體外形。

當(dāng)機(jī)身和機(jī)翼平滑地融合時(shí), 將主體的橢圓形截面改為NACA00系列翼型, 這樣可以進(jìn)一步提高水下滑翔機(jī)的水動(dòng)力性能[9]。翼身融合水下滑翔機(jī)初始外形如圖1所示。

1.2 初始外形的水動(dòng)力性能

采用較為成熟的計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics, CFD)商業(yè)軟件Fluent對(duì)翼身融合水下滑翔機(jī)進(jìn)行了水動(dòng)力仿真計(jì)算; 控制方程采用不可壓縮粘性流的Navier-Stokes方程; 湍流模型采用剪切壓力傳輸(shear stress transport, SST)模型[10]。計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[11]給出的3種經(jīng)典傳統(tǒng)水下滑翔機(jī)的最大升阻比見(jiàn)表1。

表1 初始設(shè)計(jì)的最大升阻比和體積

由表1可以看出, 翼身融合水下滑翔機(jī)的最大升阻比遠(yuǎn)高于3種經(jīng)典的傳統(tǒng)水下滑翔機(jī), 與此同時(shí), 翼身融合水下滑翔機(jī)的體積也高于3種傳統(tǒng)水下滑翔機(jī)。然而, 翼身融合水下滑翔機(jī)的外形多采用曲面, 無(wú)法直接對(duì)滑翔機(jī)整體外形進(jìn)行密封, 許多設(shè)備需要布置在耐壓艙室內(nèi), 而耐壓艙室外還要填充浮力材料, 翼身融合水下滑翔機(jī)內(nèi)部空間的利用率往往要小于傳統(tǒng)水下滑翔機(jī), 導(dǎo)致翼身融合水下滑翔機(jī)實(shí)際可用內(nèi)部空間小于傳統(tǒng)水下滑翔機(jī)。因此, 在外形設(shè)計(jì)中, 應(yīng)同時(shí)考慮翼身融合水下滑翔機(jī)的水動(dòng)力性能和體積。

2 外形參數(shù)化

根據(jù)翼身融合水下滑翔機(jī)的初始外形特點(diǎn), 將滑翔機(jī)的外形分為平面形狀和展向厚度分布, 并分別進(jìn)行參數(shù)化。

2.1 平面形狀參數(shù)化

翼身融合水下滑翔機(jī)的平面形狀主要是由直線和貝塞爾曲線組合而成(見(jiàn)圖2)。水下滑翔機(jī)的機(jī)翼部分由直線組成; 機(jī)身和融合過(guò)渡段是由2條3次貝塞爾曲線組成。每條貝塞爾曲線由4個(gè)控制點(diǎn)控制形狀。

為了確定翼身融合水下滑翔機(jī)的平面形狀, 設(shè)定8個(gè)平面幾何參數(shù)如表2所示。

表2 平面幾何參數(shù)

2.2 翼型相對(duì)厚度分布參數(shù)化

為了給機(jī)身內(nèi)部留出足夠的空間, 靠近機(jī)身中央的截面采用相對(duì)厚度較大的翼型; 而為了盡量減小機(jī)身阻力, 靠近翼梢的截面則采用相對(duì)厚度較小的翼型。

如圖3所示, 翼身融合水下滑翔機(jī)的翼型相對(duì)厚度分布分為2段: 從滑翔機(jī)中心線的翼身融合點(diǎn)為線性分布段, 翼型相對(duì)厚度從最大值1線性遞減至2; 從翼身融合點(diǎn)到翼梢為均勻分布段, 翼型相對(duì)厚度均為2。

3 周期性滑翔最大航程

3.1 周期性滑翔運(yùn)動(dòng)學(xué)模型

翼身融合水下滑翔機(jī)作周期性滑翔運(yùn)動(dòng)時(shí)的受力情況如圖4所示。

根據(jù)文獻(xiàn)[12], 可以將滑翔機(jī)的升力、阻力和俯仰力矩表示為

(2)

(3)

式中:K0和K為阻力系數(shù);K0和K為升力系數(shù);K0和K為俯仰力矩系數(shù)。

根據(jù)文獻(xiàn)[12]中的運(yùn)動(dòng)學(xué)建模, 攻角可以被表示為滑翔角的函數(shù)

翼身融合水下滑翔機(jī)的滑翔速度可表示為

(5)

3.2 周期性滑翔能耗模型

能耗模型的建立是為了描述1個(gè)滑翔周期中的能量消耗與運(yùn)動(dòng)參數(shù)之間的關(guān)系, 而運(yùn)動(dòng)參數(shù)主要包括滑翔速度、滑翔角和滑翔深度。文獻(xiàn)[12]已對(duì)滑翔機(jī)的能耗模型進(jìn)行詳細(xì)推導(dǎo), 在此只給出能耗模型的表達(dá)式。

水下滑翔機(jī)在做穩(wěn)態(tài)滑翔運(yùn)動(dòng)時(shí), 需要浮力調(diào)節(jié)裝置、質(zhì)心調(diào)節(jié)裝置和控制系統(tǒng)3個(gè)裝置協(xié)同工作。3個(gè)裝置在各階段的工作狀態(tài)如表3所示。

表3 穩(wěn)態(tài)滑翔運(yùn)動(dòng)中各裝置的工作狀態(tài)

1) 浮力調(diào)節(jié)裝置能耗模型

在1個(gè)滑翔周期里, 浮力調(diào)節(jié)裝置會(huì)調(diào)節(jié)2次, 分別在下潛準(zhǔn)備階段和上升準(zhǔn)備階段, 2次調(diào)節(jié)消耗的能量是不一樣的。

當(dāng)水下滑翔機(jī)處于下潛準(zhǔn)備階段時(shí), 浮力調(diào)節(jié)裝置以一定速度向水艙內(nèi)注水, 設(shè)裝置的注水消耗平均功率為P, 則整個(gè)注水過(guò)程中浮力調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)消耗的能量可表示為

當(dāng)水下滑翔機(jī)處于上升準(zhǔn)備階段時(shí), 浮力調(diào)節(jié)裝置將海水從水艙中排出, 排出海水所做的功和水下滑翔機(jī)所處環(huán)境的海水壓力有關(guān), 若浮力調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)向外泵水的效率為, 則其在滑翔最低點(diǎn)處調(diào)節(jié)浮力所消耗的能量可表示為

式中:為排水所做的功。

則在1個(gè)完整的周期中, 由浮力調(diào)節(jié)裝置消耗的總能量為

2) 質(zhì)心調(diào)節(jié)裝置能耗模型

與浮力調(diào)節(jié)裝置類似, 質(zhì)心調(diào)節(jié)裝置在1個(gè)滑翔周期中同樣調(diào)節(jié)2次。每次調(diào)節(jié)裝置都將質(zhì)量塊沿機(jī)體坐標(biāo)系的-軸移動(dòng)。質(zhì)心調(diào)節(jié)裝置在1個(gè)滑翔周期中的2次調(diào)節(jié)所消耗的總能量為

式中:y為滑翔機(jī)重心在體坐標(biāo)系下的-軸坐標(biāo);為翼身融合水下滑翔機(jī)總質(zhì)量;m為可移動(dòng)重塊質(zhì)量;v為可移動(dòng)重塊移動(dòng)速度;P為質(zhì)心調(diào)節(jié)裝置工作的平均消耗功率。

3) 控制系統(tǒng)的能耗模型

在整個(gè)滑翔過(guò)程中, 水下滑翔機(jī)的控制系統(tǒng)始終處于工作狀態(tài)。一般情況下, 控制系統(tǒng)的平均功率始終為常數(shù)。則水下滑翔機(jī)控制系統(tǒng)的能量消耗可表示為

式中:P為嵌入式控制系統(tǒng)的平均功率;t為滑翔1個(gè)周期所用的時(shí)間。

4) 1個(gè)滑翔周期總能耗

由上述各裝置的能耗模型可知, 在1個(gè)完整的滑翔周期里, 能量消耗的總量為

3.3 運(yùn)動(dòng)參數(shù)對(duì)滑翔總航程的影響

圖5給出了翼身融合水下滑翔機(jī)內(nèi)部裝置的布局示意圖。當(dāng)滑翔機(jī)做周期性穩(wěn)態(tài)滑翔運(yùn)動(dòng)時(shí), 浮力調(diào)節(jié)裝置通過(guò)吸排水調(diào)節(jié)滑翔機(jī)的浮力, 而質(zhì)心調(diào)節(jié)裝置通過(guò)移動(dòng)電池模塊調(diào)節(jié)滑翔機(jī)的質(zhì)心。

電池模塊既是可移動(dòng)重塊又是滑翔機(jī)的能源, 假設(shè)它的體積隨著滑翔機(jī)體積的變化而變化, 其表達(dá)式為

式中:V為滑翔機(jī)體積, 它是外形參數(shù)的函數(shù);V為電池模塊體積, 它與滑翔機(jī)體積成正比;k為電池模塊占滑翔機(jī)總體積的百分比,k= 0.12

故滑翔機(jī)的能量?jī)?chǔ)存量的計(jì)算式為

式中:w為電池能量密度。

滑翔機(jī)所攜帶的能量為E, 則水下滑翔機(jī)能夠以穩(wěn)態(tài)滑翔運(yùn)動(dòng)航行的總航程為

表4列出了翼身融合水下滑翔機(jī)能耗模型中所用到的能量消耗參數(shù)。

由式(14)可以看出, 影響滑翔機(jī)總航程的運(yùn)動(dòng)參數(shù)有滑翔速度、滑翔角和滑翔深度。

表4 能量消耗參數(shù)

圖6給出了3個(gè)穩(wěn)態(tài)滑翔運(yùn)動(dòng)參數(shù)的主要影響。

從圖6可以看出, 隨著的增大, 滑翔機(jī)的總航程R先增大后減小, 且增大和減小的幅度都很大; 隨著的增大,R先迅速增大然后再緩慢的減小; 隨著的增大,R單調(diào)遞增, 但增大的幅度趨于平緩, 其原因是隨著航行深度的增大, 滑翔最低點(diǎn)處浮力調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)向外排水消耗更多的能量(水壓增大)。

3.4 最大航程的計(jì)算

根據(jù)建立的水下滑翔機(jī)航程的數(shù)學(xué)模型, 圖7給出了決定水下滑翔機(jī)航程的主要因素關(guān)系。

由圖7可以看出, 水下滑翔機(jī)的航程由滑翔機(jī)的體積、水動(dòng)力參數(shù)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)共同決定, 其中, 滑翔機(jī)的體積和水動(dòng)力參數(shù)均由外形參數(shù)決定。若以最大航程為翼身融合水下滑翔機(jī)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)的優(yōu)化目標(biāo), 則必須在固定外形參數(shù)的條件下, 通過(guò)優(yōu)化運(yùn)動(dòng)參數(shù)[13]獲得最大航程。

由運(yùn)動(dòng)參數(shù)對(duì)總航程的影響分析可以看出, 翼身融合水下滑翔機(jī)的總航程隨滑翔深度單調(diào)遞增, 換言之, 將穩(wěn)態(tài)滑翔運(yùn)動(dòng)的滑翔深度設(shè)定的越深, 水下滑翔機(jī)就能滑翔的越遠(yuǎn)。在運(yùn)動(dòng)參數(shù)優(yōu)化過(guò)程中將滑翔深度固定為500 m, 采用遺傳算法[14]優(yōu)化穩(wěn)態(tài)滑翔運(yùn)動(dòng)的滑翔速度和滑翔角。運(yùn)動(dòng)參數(shù)優(yōu)化的具體流程如圖8所示。

以初始外形為例, 通過(guò)優(yōu)化運(yùn)動(dòng)參數(shù)獲得的最大航程以及所對(duì)應(yīng)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)如表5所示。

表5 運(yùn)動(dòng)參數(shù)優(yōu)化結(jié)果

4 基于最大航程的外形優(yōu)化設(shè)計(jì)

如圖7所示, 通過(guò)優(yōu)化運(yùn)動(dòng)參數(shù)可以得到某一外形參數(shù)下滑翔機(jī)的最大航程, 而提高滑翔機(jī)的最大航程需要同時(shí)增大體積和提高水動(dòng)力性能。因此, 以最大航程為目標(biāo), 對(duì)滑翔機(jī)進(jìn)行優(yōu)化外形設(shè)計(jì), 可以兼顧增大體積和提高水動(dòng)力性能兩方面的需求。

4.1 EGO優(yōu)化算法

文中采用基于Kriging代理模型的全局優(yōu)化(efficient global optimization, EGO)算法[15]對(duì)翼身融合水下滑翔機(jī)進(jìn)行外形優(yōu)化設(shè)計(jì)。EGO方法是一種基于Kriging模型的序列加點(diǎn)優(yōu)化方法, 其加點(diǎn)策略為最大化期望提高(expected improvement, EI)。假設(shè)已知Kriging模型的預(yù)測(cè)值和預(yù)測(cè)方差2, EI的值由下式給出

由式(1)可以看出,[()]的表達(dá)式可以分解為2項(xiàng)之和, 加號(hào)前邊的1項(xiàng)為點(diǎn)的預(yù)測(cè)值與當(dāng)前最優(yōu)響應(yīng)值之差乘以提高的概率, 當(dāng)前最優(yōu)預(yù)測(cè)值較小時(shí), (?)的值較大, 該項(xiàng)在EI中占主導(dǎo)地位, 即尋找最優(yōu)目標(biāo)值占據(jù)主導(dǎo)地位, EGO算法就會(huì)在極小值附近進(jìn)行搜索; 加號(hào)后邊的1項(xiàng)為點(diǎn)預(yù)測(cè)值的標(biāo)準(zhǔn)差乘以概率密度函數(shù), 當(dāng)樣本點(diǎn)較少導(dǎo)致預(yù)測(cè)誤差較大時(shí), 該項(xiàng)在EI中占據(jù)主導(dǎo)地位, 即提高Kriging 模型的精度占據(jù)主導(dǎo)地位, EGO算法就會(huì)向模型精度較差的位置搜索, 提高了算法的全局性。因此, 在Kriging 模型上尋找EI 值最大的點(diǎn)作為代理模型的更新點(diǎn), 就可以兼顧算法的收斂性和全局性。

4.2 優(yōu)化流程

最大航程的求解過(guò)程是一個(gè)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的優(yōu)化過(guò)程, 而外形優(yōu)化設(shè)計(jì)本身是外形參數(shù)的優(yōu)化過(guò)程, 因此, 以最大航程為目標(biāo)的翼身融合水下滑翔機(jī)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)是一個(gè)兩級(jí)優(yōu)化問(wèn)題, 將運(yùn)動(dòng)參數(shù)優(yōu)化流程(如圖8所示)與EGO算法的基本流程[15]相結(jié)合, 給出以最大航程為目標(biāo)的外形優(yōu)化設(shè)計(jì)流程如圖9所示, 具體步驟如下:

1) 利用LHS采樣程序進(jìn)行初始采樣;

2) 利用樣本點(diǎn)的幾何參數(shù), 生成3D模型、劃分網(wǎng)格、計(jì)算水動(dòng)力參數(shù)(K0,K,K0, K,K0,K);

3) 根據(jù)3D模型體積計(jì)算樣本點(diǎn)能源攜帶量;

4) 利用水動(dòng)力參數(shù)、能源攜帶量和運(yùn)動(dòng)參數(shù)計(jì)算樣本點(diǎn)的總航程;

5) 判斷滑翔機(jī)的總航程是否滿足收斂條件, 如果滿足, 輸出樣本點(diǎn)的最大航程, 否則輸出新的運(yùn)動(dòng)參數(shù)并跳轉(zhuǎn)到步驟4);

6) 將樣本點(diǎn)的最大航程數(shù)據(jù)文件輸入EGO算法程序, EGO程序建立Kriging代理模型并找出max點(diǎn);

7) 判斷max點(diǎn)是否滿足停止準(zhǔn)則, 如果滿足, 迭代結(jié)束,max點(diǎn)即為最優(yōu)點(diǎn), 否則跳轉(zhuǎn)到步驟2)。

4.3 優(yōu)化結(jié)果與分析

以滑翔機(jī)的最大航程為優(yōu)化目標(biāo), 將最大升阻比轉(zhuǎn)化為改善期望EI, 其表達(dá)式如下

則收斂條件為

(17)

由EGO算法的原理可知, 最終的優(yōu)化結(jié)果是當(dāng)max滿足收斂條件時(shí),max所對(duì)應(yīng)的點(diǎn), 其外形如圖10所示。

由圖10 (b)可以看出, 相較于初始設(shè)計(jì), 優(yōu)化設(shè)計(jì)的機(jī)翼弦長(zhǎng)增大, 機(jī)身弦長(zhǎng)減小, 機(jī)翼與機(jī)身過(guò)渡更加平緩, 機(jī)翼與機(jī)身的融合程度更高。

最大航程的最優(yōu)設(shè)計(jì)外形明顯更加豐滿, 頭部更加飽滿, 機(jī)身與機(jī)翼的融合程度更高。將最優(yōu)設(shè)計(jì)進(jìn)行CFD仿真, 仿真結(jié)果如圖11所示。

優(yōu)化設(shè)計(jì)與初始設(shè)計(jì)具有相似的壓力分布: 低壓集中區(qū)出現(xiàn)在上表面機(jī)翼前緣的翼身融合處, 因?yàn)閮?yōu)化設(shè)計(jì)的機(jī)身與機(jī)翼的過(guò)渡更平緩, 所以優(yōu)化設(shè)計(jì)的上表面壓力分布更均勻, 低壓集中區(qū)不明顯, 這意味著優(yōu)化設(shè)計(jì)的阻力特性更好。

表6給出了最終優(yōu)化結(jié)果與初始設(shè)計(jì)的對(duì)比。可以看出, 優(yōu)化設(shè)計(jì)的最大升阻比比初始設(shè)計(jì)提高了10.5%, 同時(shí)滑翔機(jī)的體積也增大了14.9%, 這使其最大航程提高了22.3%。

表6 外形優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果

4.4 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果的可行性, 在西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行低速風(fēng)洞試驗(yàn)[16], 試驗(yàn)場(chǎng)地、裝置和模型見(jiàn)圖12。

試驗(yàn)結(jié)果表明, 翼身融合水下滑翔機(jī)的最大升阻比為16.2, 與仿真結(jié)果的誤差為3.5%, 試驗(yàn)與仿真結(jié)果基本一致。說(shuō)明該優(yōu)化設(shè)計(jì)方法切實(shí)可行, 優(yōu)化結(jié)果準(zhǔn)確可靠, 可應(yīng)用在工程實(shí)際中。

5 結(jié)束語(yǔ)

文中通過(guò)運(yùn)動(dòng)能耗分析, 建立起滑翔機(jī)總航程的計(jì)算模型, 在此基礎(chǔ)上, 以最大航程為目標(biāo)對(duì)翼身融合水下滑翔機(jī)進(jìn)行外形優(yōu)化設(shè)計(jì), 最終優(yōu)化結(jié)果既提高了滑翔機(jī)的升阻比又增大了滑翔機(jī)的體積, 有效地兼顧了高水動(dòng)力性能和大能源攜帶量?jī)煞矫娴男枨?。通過(guò)低速風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證, 說(shuō)明該優(yōu)化設(shè)計(jì)方法是切實(shí)可行的, 優(yōu)化結(jié)果準(zhǔn)確可靠, 可以應(yīng)用在工程實(shí)際中。該研究工作為縮短翼身融合水下滑翔器的設(shè)計(jì)周期、降低設(shè)計(jì)成本提供了技術(shù)支持和參考。

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(責(zé)任編輯: 陳 曦)

Shape Optimization Design of Blended-Wing-Body Underwater Glider

SUN Chun-ya, SONG Bao-wei, WANG Peng

(School of Marine Science and Technology, Northwestern Polytechnical University, Xi?an 710072, China)

To improve the hydrodynamic performance of an underwater glider, the blend-wing-body (BWB) configuration is applied to the design of an underwater glider. The initial shape design and parametric modeling of BWB underwater glider are carried out. Based on the energy consumption analysis of BWB underwater glider, a calculation model of maximum gliding range is established. Subsequently, taking the maximum range as the goal, the optimization design of the glider is performed by using the global optimization method based on surrogate model. The optimization result takes into account two aspects of improving the lift-to-drag ratio and increasing the volume of the glider. The feasibility of the optimization design is verified by low speed wind tunnel test. This optimization method provides technical support for the development of BWB underwater glider.

underwater glider; blended-wing-body; surrogate model; optimization design; lift-to-drag ratio; maximum range

TJ630.2; TP242

A

2096-3920(2017)01-0068-08

10.11993/j.issn.2096-3920.2017.01.007

2017-03-20;

2017-03-24.

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51375389).

孫春亞(1988-), 男, 在讀博士, 主要研究方向?yàn)樗禄铏C(jī)設(shè)計(jì).

[引用格式]孫春亞, 宋保維, 王鵬. 翼身融合水下滑翔機(jī)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 水下無(wú)人系統(tǒng)學(xué)報(bào), 2017, 25(1): 68-75.