几种翼型参数化方法研究

文中研究了形函数线性扰动法、特征参数描述法、正交基函数法和CST方法这几种翼型参数化方法,对比了这几种翼型参数化方法用于对称翼型、弯度翼型和超临界翼型的拟合精度,拟合结果表明CST方法的拟合精度优于其他几种翼型参数化方法。建立了这几种翼型参数化方法的气动分析模型,采用拉丁超方试验设计方法获取样本点,构造了这几种翼型参数化方法的气动Kriging代理模型,将遗传算法与Kriging代理模型结合进行翼型的优化设计,并用两个算例对这几种翼型参数化方法进行验证。     

基于遗传算法的无人机层流翼型优化设计

以高空长航时无人机大展弦比机翼的层流翼型为研究对象，在低雷诺数范围内，把遗传算法与N—S方程气动数值解法相结合，依靠计算流体动力学CFD计算技术，对翼型进行气动外形优化设计。在基准翼型的基础上，翼型描述采用了解析函数线性叠加法，个体以解析函数中的变量构成，结合锦标赛选择、均匀交叉，进行了以提高升阻比为目标的优化设计。优化后翼型在低雷诺数条件下的升力系数及升阻比有所提高，这说明了利用遗传算法进行层流翼型气动外形优化的可行性。     

基于深度自动编码器神经网络的飞行器翼型参数降维与优化设计

传统飞行器翼型参数化描述方法在翼型优化设计研究中因变量较多导致优化效率低、计算工作量大,为此提出一种基于深度自动编码器（DAE）的神经网络模型。将该模型用于翼型优化设计研究中描述参数降维问题,研究经该模型降维后各翼型描述参数的物理意义,并与本征正交分解法（POD）对翼型描述参数降维效果进行对比。在给定的优化设计目标与约束条件下,设计基于代理模型和遗传算法的翼型优化方法,对RAE2822翼型进行跨声速来流下的优化设计,将所提模型与类别形状函数变换法（CST）、POD方法的优化效率与翼型优化效果进行对比。对比结果表明,所提利用DAE神经网络模型的方法优化效率更高,在跨声速来流下对RAE2822进行减阻优化设计结果明显优于CST方法、POD方法。     

有翼飞行器复杂粘性绕流N-S方程数值模拟

文中以数值求解N-S方程组为出发点,详细探讨了粘性绕流模拟中的网格生成技术、N-S方程的数值求解方法以及湍流模型的求解与应用.结合代数方法和求解椭圆型偏微分方程方法发展了一种复杂外形的高质量结构化粘性网格生成技术.在有限体积方法的基础上,采用改进的中心离散格式并基于Baldwin-Lomax湍流模型,通过求解N-S方程组精确地数值模拟了包括三维机翼、三维翼身组合体在内的亚、跨声速流场.     

基于CATIA的参数化机翼模型在CFD中的应用

CFD（计算流体力学）软件创建复杂外形时，需要大量的数据和录人，工作量大而繁琐，限制了CFD的应用。针对这个问题，基于Excel强大的数据处理能力和CATIA软件的三维建模功能，利用VB自编程序进行二次开发．以机翼的建模和数值模拟为例，提出一种CFD快速建模方法。研究结果表明这种方法效果很好，可以在飞行器设计过程中节省40％的气动计算时间。     

非对称机翼对小型无人机滚转力矩影响的数值模拟

建立小型非对称机翼无人机的三维计算模型,数值模拟研究其外形参数对滚转力矩的影响.结果表明,不同机翼安装位置于机身连接处形成的不同压力场,是机身滚转力矩形成的主要原因;来流攻角和速度一定时,机身滚转力矩仅随左右机翼高度差△h变化,不受滚转角β和上反角θ的影响;△h和θ共同对左右机翼滚转力矩差产生影响,且θ对由△h产生的机翼滚转力矩差有抑制作用,而β的影响很小;综合来看,由△h引起的滚转力矩较小,存在修正的可能.     

低雷诺数翼型的优化设计

发展了Hicks-Henne设计的翼型扰动函数，并对翼型优化过程中的多参数多目标优化函数进行了探讨。采用遗传算法作为优化算法，在低雷诺数条件下，将SA7035翼型作为优化算例。结果显示：在攻角2°～8°的范围内，翼型的效率因子能够在俯仰力矩系数变化较小的情况下获得很大提高，达到了多目标优化的目的；同时翼型的最大升阻比和最大效率因子均有较大提高，分别为14.5%和15.2%，且最大效率因子对应的攻角略有提前。提出的翼型优化设计思路可为低雷诺数翼型的设计提供参考。     

后缘射流对跨音速翼型激波振荡影响的数值模拟

跨音速翼型上激波与附面层相互干扰会导致激波在翼型上前后振荡,从而有可能引起机翼抖振。要对激波振荡进行控制主要应通过改变激波附面层相互作用区域的流动和后缘处尾流的流动来实现。通过数值方法模拟后缘射流对尾流流动的改变以及对跨音速翼型上激波振荡的影响。计算了不同射流速度下相对厚度为18%的双圆弧翼型绕流场,分析了后缘射流对激波振荡及翼型气动特性的影响。结果表明后缘射流对激波振荡有抑制作用,同时对翼型气动特性有一定改进作用。     

机翼伴侣种种

机翼是飞机产生升力的主要部件，我们在机翼附近经常能够看见一些从属于机翼的“小东西”，如鸭翼、边条、翼刀、翼梢小翼等等；机翼后缘的襟翼增大了翼型的弯度，使飞机在起降的时候能得到更大的升力，可是较新型的飞机却又同时带着所谓前缘机动襟翼满天飞。既然这些新兴事物很有用，为什么直到近年才大行其道呢？     

基于粒子群算法的长航时无人机翼型快速优化设计

针对长航时无人机翼型气动性能优化的需求,将CFD分析技术、PSO算法与RBF代理模型方法相结合,提出了一种长航时无人机翼型快速优化设计方法。采用正交基函数描述翼型外形,并通过求解N-S方程获得翼型气动性能。使用标准粒子群优化算法对翼型气动性能进行优化,以提高全局收敛性。考虑到CFD气动分析存在计算耗时的缺点,通过径向基函数代理模型对CFD气动分析模型进行近似,以达到提高优化效率的目的。长航时无人机翼型优化算例研究表明,所提出的快速优化方法在保证优化设计质量的前提下,可以有效地降低优化计算成本,提高优化效率,具有较高的工程实用性。     

气动弹性及并行化求解研究

使用流固数值计算程序代码耦合的方法,将CFD与CSD耦合研究气动弹性的颤振现象.非定常气动力的CFD解法是基于非结构动网格上的ALE描述的三维Euler方程的有限体积法,结构颤振的CSD解法是基于有限元的线性模式叠加原理的机翼三维振动方程的求解.对用于非结构运动网格生成的标准弹簧近似方法进行了改进,提高了网格变形能力和网格质量.在CFD求解中,使用MPI 并行编程方法进行了网格区域分解并行化计算.针对AGARD445.6机翼的案例,进行了试验与计算数据之间的比对,并在运行中通过并行化编程,对耦合解算器的加速比以及并行效率进行了研究.     

自适应方法在APFSDS干扰流场模拟中的应用

对常用的网格自适应方法进行总结分析,指出它们的不足,在此基础上,采用基于网格局部重构的网格自适应方法对网格进行自适应,用Delaunay方法生成三维非结构网格,并对生成的网格进行了优化.以基于格心的有限体积法为基础,空间二阶精度,采用LU-SGS隐式方法求解Euler方程,网格单元边界处守恒量通量的计算采用了Hanel方法,对NACA0012翼型绕流及脱壳穿甲弹弹托分离流场进行了数值模拟,取得了较好的结果.     

基于目标压力分布优化的翼型反设计方法研究

针对翼型反设计方法中目标压力分布难以给定的问题，进行了反设计方法与优化方法相结合的研究，建立了翼型反设计方法中定义目标压力分布的遗传优化模型。首先提出翼型表面压力分布参数化方法．对其进行有约束优化．获得目标压力分布，并与基于Takanashi余量修正原理的翼型反设计方法相结合，进行翼型反设计。设计结果表明这种方法是可行的。     

基于RBF的替代模型在翼型稳健设计中的应用

为了克服飞行器翼型受环境中不确定因素影响带来的性能恶化问题,需要对飞行器翼型进行相关的稳健性设计,使其对环境中的不确定因素不敏感。采用径向基(Radial Basis Function,RBF)插值和RBF神经网络拟合方法进行替代模型的建立,来获取一个稳健翼型的设计。通过与原始RAE2822翼型的阻力系数和Kriging模型方法获得的稳健翼型的阻力系数进行对比,证明了使用RBF建立的两种替代模型在翼型稳健设计应用中都具有良好的效果。     

隐身飞机

隐身飞机与非隐身飞机有很大的差别。在垂直面,特别是垂直安定面和机身侧壁的面积应尽可能缩小。这就使飞机具有一种极为平滑的外形轮廓。还应当避免机翼形状的不连续(比如导致电导率的不连续),这就使翼型曲线特别突出。此外,飞机的蒙皮要经过特殊的精加工,不能有结点,而且要用能吸收和散射雷达波能量的材料制造。当然,这种飞机不能有外挂部件,比如机载武器或辅助燃油箱;发动机     

新型高超声速飞行器气动构型设计

为设计一种新型高超声速滑翔飞行器,采用数值模拟方法对HIFiRE Flight 1所选用的试验飞行器进行改型设计,使其具有良好的气动性能。结果表明:飞行器上表面形状和翼型对其气动性能影响显著,升阻比随上表面迎风面积的减小而升高;当机体不带机翼时,升阻比随马赫数的增加而升高;具有乘波特性的机翼能够给机体提供较高的升阻比;在研究范围内(Ma=4～10),随着马赫数的增加,Model 3的升阻比先增大后减小,当马赫数为8时,升阻比最大。     

无人机翼型/多段翼型优化设计研究

为了提高采用遗传算法的气动优化设计的效率,文中探讨了将优化方法中的拟牛顿与遗传算法相结合,形成混合遗传算法,并将分布式计算与分布式遗传算法相结合,形成了基于分布式遗传算法的气动优化设计方法。应用该方法进行了无人机翼型、多段翼型的气动外形优化设计。设计实践表明,文中发展的方法是可行的,且由于采用了混合遗传算法和分布式遗传算法而提高了优化的质量和效率。     

超小型无人机4%弧线翼型与NACA0012翼型在低雷诺数范围内的气动特性

随着科学技术的发展,超小型无人机(MAV)有可能成为低成本、高机动性的观测与监视系统。但是,从空气动力学的角度看MAV,由于小型化,雷诺数变小,粘性的影响增大,而且在雷诺数减少的同时低攻角的升力梯度变小,气动性能恶化。为解决这些问题,本研究对机翼表面的压力分布进行了测试,利用油流法对翼型表面进行了可视化试验,在105以下雷诺数范围探讨了4%弧线翼型和NACA0012翼型的气动性能,介绍了试验、分析方法及其结果。     

基于 CFD 尾翼稳定可控枪弹气动特性分析

为了优化可控枪弹结构,对可控枪弹整体结构进行简化处理,用三维软件SolidWorks布尔运算建立数值仿真模型,ICEM CFD生成非结构网格,通过Fluent对可控枪弹外流场数值仿真,得出不同马赫数不同攻角下阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数以及压力中心系数变化规律。结果表明,可控枪弹气动特性处于静态稳定临界点,与试验结果相符,需要通过改变弹丸质心或者外形结构以优化结构。     

串置翼太阳能无人机气动特性仿真与设计

国内外试飞成功的太阳能无人机均采用常规机翼布局.设计确定一种太阳能螺旋桨无人机总体参数,机翼采用串置翼.应用FLUENT并基于3D粘性流场计算,验证表明串置翼比单翼具有气动优势.在迎角0°和6°下,对串置翼前后翼水平及垂直相对位置60种变化组合,模拟计算组合翼型升阻特性.结果表明两翼水平距离为5倍弦长和垂直距离为0.4倍弦长下,串置翼气动性能最佳.进一步确定翼及副翼和舵参数,制作完成缩比模型并试飞.