大攻角條件下的二維進氣道型面最佳化設計
衝壓發動機進氣道性能極大地影響著發動機自身的總體性能。為此，進氣道型面的最佳化設計是發動機總體最佳化設計的一個重要組成部分。早在1944年，Oswatitsch就利用Lagrange乘子法，研究了具有N-1道斜激波和1道結尾正激波的二維超聲速進氣道，以獲得最大總壓恢復為目標的最佳波系配置問題，得出等激波強度的波系配置使得總壓恢復最大的結論 。目前，也有一些研究就在給定設計馬赫數下，以設計點進氣道的總壓恢複數最大或阻力最小進行了最佳化設計。但在攻角條件，尤其是在大攻角條件下，X型進氣道進口流場與無攻角條件下的巨大差別，決定了其性能參數的巨大差別。在迎風面上，由於彈身對氣體有預壓縮效應，因此迎風面進氣道進口前馬赫數低於設計馬赫數，將出現溢流現象。而在背風面上頭錐斜激波之後，近彈體的氣流膨脹加速，導致背風面上進氣道進口馬赫數較高，進口斜激波易於打到唇口之內，與唇口邊界層相互耦合造成進氣道性能急劇惡化。
因此，在進氣道型面最佳化設計中，應考慮攻角條件下進氣道性能的影響。同時，對於具有較長飛行時間的巡航飛彈來說，不僅要考慮進氣道在設計點的性能參數，還應考慮其在整個飛行包絡內的總體性能。
二元收擴噴管流道型面最佳化設計
在新一代飛機發動機排氣系統的選型上，二元收擴噴管具有很大的優勢。二元收擴噴管的型面由圓轉矩過渡段和主噴管段組成，圓轉矩過渡段是不可調的，它實現了發動機加力燃燒室出口圓形截面到二元主噴管段進口矩形截面的轉變；主噴管段由兩塊平行的側板和上下兩塊收擴調節片組成，收斂調節片和擴張調節片是可調的，實現噴管喉道面積和出口面積的變化，以適應飛機在不同工作狀態下的需求，得到儘可能大的推力係數和較低的耗油率。
要使得二元收擴噴管在某一工況下獲得較大的氣動性能，必須開展二元收擴噴管的型面設計，良好的型面，可減小噴管內的流動阻力，減小流動分離，從而可使得噴管流量增大，推力增大，得到較大的氣動性能。報告研究目的即是在某一工況下，通過型面設計使得二元收擴噴管獲得儘可能大的氣動性能，即在要求氣動性能最優的條件下，開展二元收擴噴管流道型面的最佳化設計。
在已知噴管幾何設計參數的情況下求解噴管的氣動性能屬於正問題，可通過數值模擬的方法進行求解，有關研究即在已知二元收擴噴管幾何參數的情況下，採用正交試驗設計方法進行噴管數值模擬算例的設計，得到了不同設計參數水平組合下的噴管氣動性能，綜合研究了二元收擴噴管8個設計參數（圓轉矩過渡段4個：長徑比、橫截面積變化率、長半軸變化率、短半軸變化率；主噴管段4個：喉道寬高比、喉道型面半徑比、收斂半角、擴張半角）對氣動性能的影響。而在給定氣動性能的條件下求解噴管的幾何設計參數，此類問題屬於逆問題，逆問題的求解較為困難，該報告通過建立氣動性能與噴管幾何設計參數的代理模型，再採用最佳化算法對代理模型進行分析求解，即可獲得逆問題的解，即氣動性能最優時的噴管幾何設計參數。
代理模型是在不降低精度的情況下，構造一個計算量小，但計算結果可以代替高精度模型計算結果的分析模型。代理模型根據原始分析模型的輸入－輸出樣本點來構造一個替代模型，利用已知點的回響信息來預測未知點的回響值；同時基於代理模型的優 化可以大大提高最佳化設計的效率。代理模型技術和基於代理模型的最佳化方法已經在很多領域得到了套用。
多級固體火箭發動機軸對稱噴管型面最佳化
伴隨著飛彈武器系統對固體火箭發動機性能越來越高的要求，噴管的工作效率對固體火箭發動機性能的影響也就占有更加重要的位置。因此，如何高水平地最佳化噴管型面，特別是在現有噴管的基礎上，如何進一步深入挖掘噴管的工作潛能，就成為固體火箭發動機設計的重要課題。
噴管型面的最佳化設計問題，首先要解決的問題是如何高效準確地預估噴管型面的性能和效率。早期的最佳化設計受計算能力的限制，大多採用計算量小、且模型相對簡單( 無粘流) 的特徵線方法，而隨著計算流體力學技術和並行計算技術的發展，現在越來越多的噴管型面最佳化研究是基於更為精確的直接數值求解N-S方程的CFD仿真方法。但由於CFD方法複雜、計算量大計算穩定性差等問題，若不採取有效措施和策略，很難將CFD仿真方法和噴管的最佳化設計直接結合在一起。因此，如何能夠高效穩健地基於CFD仿真方法來對噴管內型面進行最佳化設計，是噴管的最佳化設計中較為重要的課題。
報告以較為常見的多級推力的固體火箭發動機為例，以CFD仿真為基礎，探索合適的最佳化方法和策略，達到高效穩健和準確地最佳化設計噴管型面的目的，同時實現噴管的高精度性能預估。
