多目标自然层流翼型反设计方法

 进行了基于扰动放大N-因子的目标压力分布设计方法的多目标自然层流（NLF）翼型反设计方法研究。流场分析和转捩位置计算用XFOIL程序,大大减少了计算花费。用N-因子设计方法进行有NLF范围要求和满足气动约束的目标压力计算,压力恢复段的压力分布用Stratford分离准则来进行设计。用基于响应面方法的优化方法来进行反设计计算,使用不含二阶交叉项的二次多项式模型的响应面模型,大大减少了构造模型所需的试验次数;设计空间内试验点的选取满足D-优化准则。根据设计目标的设计状态,进行了多目标翼型反设计。计算结果表明,设计结果的层流范围和设计目标基本吻合,该方法可以用于NLF翼型的多目标反设计中。     

低速翼型多点／多目标优化设计方法研究

进行了基于响应面优化方法的低速翼型多点／多目标多约束设计方法研究。分析了完全二阶多项式模型（完全模型）和不含二阶交叉项的多项式模型（简化模型）对优化的影响,并分别进行了单目标和多目标的优化设计。结果表明多目标优化可以改善单目标设计的翼型性能在设计点附近取得极值的局限,而且用简化模型进行的更多设计变量的设计结果要优于完整模型的设计结果。     

高升阻比翼型和机翼的多点优化设计

研究并给出了一种适用于CFD计算的尾迹面气动力计算方法,并讨论了实现尾迹面法的气动力积分技术.数值算例的结果与传统的表面积分法的结果比较表明,尾迹面法的结果更接近于实验数据.结果还表明此计算方法利用CFD可给出工程允许的精度范围的阻力值,因此也可用于复杂外形的阻力优化计算.讨论了多目标优化及综合目标函数构造的方法;给出了基于N-S方程流场求解的高气动性能翼型的优化设计方法和算例;讨论了基于欧拉和N-S方程流场求解的三维机翼优化设计方法和算例.翼型和机翼的优化设计算例结果表明,优化设计计算方法可有效地提高翼型的升力系数和降低阻力系数,具有更高的综合气动性能;三维机翼厚度非线性分布和负扭角会改善机翼流场的流动状态、提高机翼的升阻比.算例结果也表明所提出的优化设计方法是正确和有效的.     

超临界自然层流翼型的数值优化设计

超临界自然层流翼型是在超临界翼型和自然层流减阻的基础上发展起来的,具有优良的气动特性,是发展新型干线客机的关键技术。本文采用数值优化方法设计超临界自然层流翼型,得到了性能比较优良的翼型。与在中国空气动力研究与发展中心二所的实验资料进行比较,说明本文的方法是可靠实用而又经济的方法。     

高升阻比翼型的设计

使用解析形状函数法和参数化翼型表示方法,将求解绕翼型流场的N-S方程解与优化方法相结合,可设计出新的高升阻比翼型.计算结果表明,设计的新翼型满足设计要求,且获得比原始翼型高得多的升阻比,翼型设计方法是实用的.参数化翼型表示法比解析形状函数法对给定的初始翼型离散数据的准确度影响更小,更适合用于新翼型的设计.     

自然层流超临界翼型的设计研究

阐述了研究发展我国自然层流超临界翼ＮＰＵ－Ｌ７２５１３的设计思想,设计要求和转捩位置的判别技术和设计方法,首次提出了利用弱激形足够压梯度的自然层流超临界翼型的设计思想,解决了维护层的所需的一定顺压梯度压力分布形态和无激励超超临界翼型的屋顶状压力分布要求的矛盾,风洞实验结果表明,所设计自然层流超临界翼型达到了设计要求。     

现代自然层流翼型的设计方法

本文介绍一种设计跨声速自然层流翼型的计算流体力学(CFD)方法。本方法采用“正反迭代、余量修正”设计原理,通过将跨声速翼型设计软件NPU-TD2D中的反设计程序进行改进,并与含有层、湍流混合边界层修正的跨声速层流翼型计算程序DLRBGKWALZ耦合,实现了在跨声速粘性流动条件下直接设计层流翼型。亚、超临界的设计实例和风洞验证表明,本方法可以在几个设计迭代内设计出压力分布、转捩位置及气动参数均准确收敛于设计目标的新翼型,是一种设计现代自然层流翼型的有效而实用的CFD方法。     

高速自然层流翼型高效气动稳健优化设计方法

先进高速高升力自然层流(NLF)翼型的设计已经成为提高新一代高空长航时(HALE)无人机(UAV)性能的重要手段。然而这类翼型表面极易出现分离泡和激波等,尤其对于马赫数、飞行攻角等状态波动气动特性非常敏感,这导致传统的层流翼型设计方法设计的外形在面向工程应用中出现稳健性差,难以被工程使用。气动稳健设计(RADO)方法虽然是一种有希望的解决途径,但它遭遇了巨大计算花费的难题。为了解决这些问题,通过对影响气动稳健优化设计效率的关键技术进行研究,发展了基于自适应前向-后向选择(AFBS)的稀疏多项式混沌重构方法,极大改善了不确定分析(UQ)和稳健优化效率。同时,也发展了考虑多参数不确定的高效气动稳健优化设计方法,有效解决了传统翼型设计方法难以满足高速高升力自然层流翼型设计要求兼顾高升力设计、自然层流设计以及超临界设计的难题。最后使用发展的方法成功设计了一类具有典型特点的跨空域稳健自然层流翼型。结果表明设计的翼型相对于经典的全球鹰无人机翼型气动性能全面提升,同时低阻范围更大,气动性能更加稳健,从而验证了稳健优化方法的有效性和相对于确定性设计的优势。     

旋翼翼型多目标多约束气动优化设计

为了克服传统旋翼翼型优化设计方法的不足,发展了一种基于Kriging模型与遗传算法的旋翼翼型多目标多约束气动优化设计方法。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的数值模拟获得样本翼型气动性能,并建立目标函数和状态函数的Kriging模型,采用遗传算法搜索Kriging模型最小值和相应的EI(Expected Improvement)函数最大值,更新Kriging 模型直至找到满足约束的最优翼型。运用加权目标函数法进行了旋翼翼型的多设计点优化设计。优化结果表明,优化后旋翼翼型在满足约束的同时,与基准旋翼翼型OA209相比:在悬停状态下,阻力系数下降了2.1%;在机动状态下,最大升力系数提高了4.2%;在前飞状态下,阻力系数在不同马赫数下均有所减小。     

基于遗传算法及转捩模型的层流翼型优化设计研究

讨论了层流翼型对飞机机翼减阻的重要意义,概述了遗传算法的优化原理及其特点。在基准翼型的基础上,以Hicks—Henne型函数的解析函数线性叠加法来描述翼型。采用遗传算法完成了层流翼型优化设计。计算中采用了转捩模型耦合SST两方程湍流模式,通过求解雷诺平均的N-S方程组模拟了翼型的转捩流动。对计算结果进行了分析,分析表明优化翼型在升力特性、阻力特性方面比基准翼型有很大的提升,达到了优化升阻比的目标。     

Robust design of NLF airfoils

 A robust optimization design approach of natural laminar airfoils is developed in this paper. First, the non-uniform rational B-splines (NURBS) free form deformation method based on NURBS basis function is introduced to the airfoil parameterization. Second, aerodynamic characteristics are evaluated by solving Navier-Stokes equations, and the γ-Re_θt transition model coupling with shear-stress transport (SST) turbulent model is introduced to simulate boundary layer transition. A numerical simulation of transition flow around NLF0416 airfoil is conducted to test the code. The comparison between numerical simulation results and wind tunnel test data approves the validity and applicability of the present transition model. Third, the optimization system is set up, which uses the separated particle swarm optimization (SPSO) as search algorithm and combines the Kriging models as surrogate model during optimization. The system is applied to carry out robust design about the uncertainty of lift coefficient and Mach number for NASA NLF-0115 airfoil. The data of optimized airfoil aerodynamic characteristics indicates that the optimized airfoil can maintain laminar flow stably in an uncertain range and has a wider range of low drag.     

压气机叶栅多点气动优化设计

采用Pareto排名策略和共享小生境技术,实现遗传算法的多点优化设计。压气机叶栅的多点气动优化设计是针对某初始叶栅同时优化不同来流攻角状态点的气动性能,使其达到攻角特性最优。压气机叶栅网格由NU-MECA/Igg软件生成,流场由NUMECA/Fine软件求解。多点气动优化设计结果显示出本文发展的优化设计平台能够较好的实现多点组合气动优化设计。     

民机总体设计参数选择与多目标优化

基于优化算法需要和民机设计的特点提出了参数选择的新思路。为避免抖振和飞行品质问题明确了巡航飞行马赫数、最大运行马赫数和阻力发散马赫数的相互关系;数值分析表明,使用翼根相对厚度作为参数的机翼重量公式更为合理,对改善分析精度有利。以A320为算例,采用多目标粒子群算法优化得到的优化解与原机型的设计指标和参数接近,避免了以往出现的问题,从而证明参数选择的优越性。     

跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法

跨声速层流翼型设计须兼顾优良的超临界特性和自然层流特性,因而对设计方法提出了更高的要求。针对现有反设计方法和直接优化设计方法的不足,发展了一种适用于跨声速层流翼型的混合反设计/优化设计方法。该方法引入了基于经验的局部流场特征作为反设计目标,翼型性能指标作为直接优化设计目标,然后加权形成了混合反设计/优化设计总目标,并同时考虑了气动和几何约束。优化算法采用基于自适应并行加点技术的代理优化,流动数值模拟采用耦合基于线性稳定性理论的e^N转捩自动判定的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器。针对现代中短程民用客机需求,以NPU-LSC-72613翼型为基准,开展了层流翼型减阻的混合反设计/优化设计。分别将局部目标压力分布、总阻力作为反设计和直接优化设计目标,得到了较好的优化结果,验证了方法的有效性。经过2轮优化结果显示混合反设计/优化设计总目标显著下降。所设计翼型吸力面局部压力分布与目标压力分布基本一致,总阻力下降15.5%;吸力面和压力面层流范围均大于55%倍弦长,激波强度显著减弱,说明所设计翼型同时具有优良的超临界和层流特性。将所设计翼型配置到机翼上,通过三维数值模拟进行校验,结果显示所设计跨声速层流机翼升阻比提高了6.64%,在一定升力系数范围内,气动性能均有显著提高,验证了所设计跨声速层流翼型在机翼设计中的适用性。     

基于并行多目标遗传算法大涵道分开式排气系统气动优化设计

通过引入快速非支配排序算法、拥挤距离以及拥挤距离比较算子等对基本遗传算法进行改进,并结合massage passing interface(MPI)并行编程技术,发展了主从式并行多目标遗传算法(PMGA).将PMGA与排气系统型面参数化设计方法、Navier-Stokes方程求解器相结合建立了分开式排气系统气动优化设计平台.应用该平台对某型分开式排气系统进行了多目标优化设计,得到了一组在三个目标上都优于初始设计的Pareto最优设计.将典型的Pareto最优设计和初始设计进行分析、比较,证明了该气动优化设计平台的高效性和可靠性.      

超声速翼型气动优化设计

首先分析了几何外形和相对厚度对超声速翼型气动特性的影响。基于遗传算法(GA)和气动力快速工程算法,对于相对厚度为3.5%的多边形翼型进行优化设计,多边形翼型的优化外形趋于四边形,最大厚度点后移到翼型弦线的60%左右,随着迎角或者马赫数增大下翼面会变薄,上翼面变厚,最大厚度点相应稍有后移。对于相对厚度为4%的双圆弧翼型,采用两步优化设计方法,第1步优化结合基于B样条的类别形状函数变换(CST)参数化方法与小波分解方法,实现几何外形的局部控制与光顺处理,并且采用本征正交分解(POD)代理模型降低优化过程中流场计算的工作量;第2步优化采用基于Navier-Stokes方程的最速下降法(SDA),修正第1步优化中代理模型和小波光顺引入的误差;优化设计得到的翼型近似为四边形,其相对厚度最大点后移到翼型弦线的60%~65%处,升阻比可以提高7%。     

高雷诺数下跨声速自然层流短舱优化设计

为解决高雷诺数下大涵道比发动机自然层流短舱高维优化设计问题,提取短舱3个基准面实现轴对称自然层流优化设计.通过获得较大范围层流区域,从而降低短舱表面摩擦阻力.采用类别形状函数(CST)参数化、γ-Reθt转捩模型和遗传算法建立自然层流(NLF)短舱自动优化流程.表明通过优化短舱基准面建立三维NLF短舱设计方法的可行性....     

大涵道比风扇叶片气动优化设计

应用自动优化方法进行大涵道比风扇叶片三维气动设计,数值最优化采用遗传算法,并利用网络通讯协议实现多CPU并行优化,大幅度缩短优化耗时.对风扇叶片型面、叶片积叠线、子午面流道、叶型安装角和叶型弦长采用基于修改量的参数化方法、结合遗传算法设计参数范围限制,以达到优化过程生成个体的可控制、合理性.采用Denton黏性体积力方法进行流场计算,较大程度减少流场计算耗时,进一步缩短优化时间.以提高设计点风扇效率、保持设计点总压比和流量不变为优化目标,并对非设计点性能进行全工况校核.通过两次不同设计参数设置的优化,最终优化风扇效率由09463提高到09560;稳定裕度由112%增加到219%.最终优化风扇叶尖处激波前马赫数略有下降,且激波向通道内倾斜,因此激波及激波造成的附面层损失下降,且稳定裕度增加.