题目：基于NURBS方法的激波鼓包优化设计数值研究

机翼是飞机最核心的气动部件，大型飞机超临界机翼既需要满足其巡航升阻比要求还需要满足阻力发散及跨声速抖振边界等其他约束条件，而这均与机翼表面的激波强度和位置密切相关，因此开展激波控制研究就显得极有意义。激波控制鼓包（Shock Control Bump）作为一种被动控制手段已经被证明是可以有效削弱翼型及机翼表面激波强度而提高升阻比、改善跨声速流动特性的。本文搭建了非均匀有理B样条（NURBS）造型方法和非支配排序遗传算法（NSGA-II）的激波控制鼓包优化设计平台，开展了基于RAE2822超临界翼型的激波控制鼓包多点优化设计，主要研究内容及成果包括：1. 系统地分析了翼型在跨声速来流条件下的流动特点，特别是激波随着来流马赫数及迎角变化的发展规律，在此基础上选择通过优化设计激波控制鼓包实现对激波的控制，并对其机理进行了详细阐述；2. 选择NURBS造型方法进行鼓包外形参数化，结合自编的NURBS曲线造型程序，利用优化软件iSIGHT搭建了CFD优化设计平台，实现了将NURBS造型方法应用于激波控制鼓包优化设计中；3. 以RAE2822超临界翼型为研究对象，总结并验证了升阻比与翼型压力分布的对应关系，确定升阻比可以作为翼型气动特性好坏的判断依据；通过数学分析及实例验证对比了多目标优化方法中的加权法与Pareto优化方法，阐明了Pareto方法的优势；结合基本翼型的气动特性合理选取了多个设计工况，利用Pareto方法进行了多点优化设计，得到了Pareto最优解集后经过人工筛选获得了有很好“鲁棒性”且控制效果好的设计结果， 四个设计工况下升阻比分别提升了0.34%，1.63%，1.77%，12.96%；4. 以RAE2822超临界翼型为研究对象，结合激波控制鼓包的气动机理，以阻力发散点的阻力系数为优化目标，用单点优化验证了其可用于改善翼型的阻力发散特性；选取了多个设计工况，利用Pareto方法进行了多点优化设计，比较了单点、两点和多点优化的设计结果，最终实现了在不恶化巡航点气动效率的情况下，将翼型的阻力发散马赫数从0.74提高到0.75，四个设计点阻力系数除第一点增加了2 count，其余分别降低了12 count，22 count和24 count，相应地四个工况的升阻比第一个降低了0.08%，其余分别提高了9.19%，16.27%和11.73%，较大地改善了阻力发散点的气动特性。