1、現(xiàn)代飛行器如戰(zhàn)斗機、巡航導彈等，對發(fā)動機的要求越來越高，而進氣道對發(fā)動機的影響又很大，因此，通過合理地設計進氣道，提高發(fā)動機的整體性能很具有現(xiàn)實意義。 本文嘗試采用氣動優(yōu)化設計方法進行進氣道的設計。首先在網(wǎng)格生成方面，為保證快速地生成計算網(wǎng)格，采用了代數(shù)法生成三維結構網(wǎng)格；然后在流場計算方面，采用有限體積法求解Navier-Stokes方程組，湍流模型采用Baldwin-Lomax代數(shù)模型；在優(yōu)化算法上采用一種直接搜索求解的非線

2、性優(yōu)化算法-復合形法；為使優(yōu)化過程中模型易于控制，還采用了參數(shù)化樣條曲線構造模型的部分控制線；構造了一套用于進氣道的氣動優(yōu)化設計程序。采用這套優(yōu)化設計程序對矩形進口的S型進氣道進行了優(yōu)化計算，通過優(yōu)化計算得到的進氣道性能比初始進氣道的有很大改善。 由于無人機的研究已成為飛行器研究的新熱點問題，出于戰(zhàn)略考慮的高空長航時無人機更是倍受關注。作為另外一部分，本文結合科研課題利用商業(yè)CFD軟件FLUENT研究了飛翼布局的某型高空長航時無