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为解决基于计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)高拟真度模型的静气动弹性优化过程中模型更新自动化困难、求解速度慢的难点,提出了基于几何主模型技术的CFD/CSD一体化参数化建模方法和基于网格单元修正的常体积四面体(CVT)数据交换技术,并引入响应面模型来降低气动弹性优化求解难度.通过AGARD 445.6机翼静气动弹性分析对上述方法的可行性和有效性进行了验证;并以某高超声速飞行器为例,采用基于二次响应面的多目标优化算法进行了CFD/CSD气动弹性分析与优化,优化后飞行器升阻比增加16%,结构质量减少9%,且响应面模型精度拟合误差不超过1.5%.计算结果表明:所发展的CFD/CSD一体化参数化建模与优化方法能够有效地解决高拟真度模型的静气动弹性优化问题. 相似文献
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运用基于响应面方法的优化设计技术,于径向使用NPU-WA-风力机专用翼型族的某1.5MW水平轴风力机叶片的多目标、多约束优化设计研究中。风力机气动性能使用基于叶素-动量理论的风力机性能分析和设计软件PROPID51。设计变量为叶片径向外形参数,包括弦长和扭转角分布,但是相对厚度保持不变;设计目标为年发电量和功率系数的最大化;在多目标优化中,使用"统一目标函数"法将多个设计目标函数通过加权求和统一到一个目标函数中。为减小计算量,响应面模型使用不含二阶交叉项的二阶多项式模型;构建模型中试验点的选择满足D-优化准则。以某1.5MW变速变矩型风力机叶片为例,进行了优化设计研究。叶片径向使用西北工业大学翼型研究中心设计的NPU-WA-风力机专用翼型族,使用CFD计算的气动性能数据作为输入进行了设计,分析了目标函数的权值分配对设计结果的影响;使用风洞测量自由转捩的气动性能数据进行了设计并分析了表面光滑条件对气动性能的影响。 相似文献
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通用航空飞行器参数化建模及气动特性分析 总被引:3,自引:0,他引:3
提出一种新的通用航空飞行器布局方案。应用基于二次曲线的模线设计方法,构造通用航空飞行器翼身组合体的布局方案。通过二次曲线的控制点和形状参数实现参数化外形建模,提高了布局方案设计的效率,为进一步的气动特性计算和布局方案设计优化奠定了基础。采用修正的牛顿流理论和一阶平面面元法,对通用航空飞行器进行高超声速气动特性计算,并对其飞行轨迹进行了仿真和优化。计算结果验证了通用航空飞行器布局方案的合理性,显示了参数化外形建模方法在通用航空飞行器布局选择和进一步深入研究中的实用性。 相似文献
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为了进一步减小阻力,提高整个飞艇的气动性能,针对某双体飞艇囊体的长宽比、宽厚比和最大截面位置三个主要外形参数,采用试验设计和响应面法相结合的方法进行了囊体气动外形优化设计,以CFD数值计算技术的结果为基础,共进行了15次试验。优化前,囊体零升阻力系数为0.029 8;优化后,其零升阻力系数为0.027 4,减小了8.76%,巡航状态升阻比增加了5.25%,整个飞艇的气动性能得以较大改善,也证实了优化模型的有效性。研究表明:基于Box-Behnken设计和响应面法的双体飞艇囊体气动外形优化设计方法,不但考虑了外形参数之间的交互作用,而且计算量相对较小,计算结果的精度和可靠度较高,可以快速准确地优选出囊体外形参数的最优组合,具备一定的工程实用价值。 相似文献
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气动外形设计是有翼再入飞行器(RV-W)的关键技术之一。分析了气动参数对再入飞行性能的影响,探讨了有翼再入飞行器气动外形设计的规律和准则。基于上述设计准则,以类X-37B飞行器为研究对象,集成几何参数化建模、气动力、气动热、热防护等学科快速分析方法,采用多学科设计优化方法,以最优气动特性为目标对飞行器气动外形进行了优化;得到优化气动外形后,对飞行器热防护系统(TPS)进行了轻量化设计优化。结果表明,优化外形的气动特性相比初始外形得到了较大的提升,设计优化得到的热防护系统重量占比(8.7%)优于同类飞行器的热防护系统重量占比统计数据,说明了本文有翼再入飞行器气动外形集成设计优化方法的有效性,可为同类飞行器提供参考。 相似文献
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参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。 相似文献
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飞行器气动隐身一体化设计方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
针对典型的翼身组合体飞行器构型,对飞行器气动隐身一体化设计的具体实现方法进行了探索。通过采用面元法计算飞行器气动性能,采用物理光学方法来计算其雷达散射截面积,实现了基于遗传算法的飞行器气动性能与隐身性能两个目标函数之间的折衷与优化。并在此基础上建立了上述算法的并行处理方法;提出了旨在提高优化计算效率的响应面方法,在响应面方法中,响应函数模型分别采用了神经网络模型和模糊逻辑模型来进行构造,对设计算例均得出了比较好的优化设计计算结果。 相似文献
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针对高升阻比风力机翼型前缘曲率半径较大的问题,传统的翼型参数化方法前缘控制能力不足,且基于面元法XFOIL预测精度差的问题,利用增强类函数/形函数转换(CST)参数化方法控制翼型的形状变化、拉丁超立方实验设计、计算流体力学(CFD)流场计算模块、高斯过程回归模型和遗传算法,提出了基于高可信度Reynolds average Navier-Stocks(RANS)和高斯回归模型辅助遗传算法的翼型优化设计方法。结果表明:基于高斯回归模型的翼型优化方法,可以将优化所用CFD计算次数降低一阶,从而大幅度提升优化设计效率。由标准算例超临界翼型RAE2822的降阻设计表明,在百次量级的CFD次数阻力降低43.16%,激波被削弱且升力、力矩和面积严格满足约束。由风力机翼型NACA64618的最大化升阻比优化设计表明,所设计翼型不仅在设计攻角和副设计攻角处升阻比大大增加,在整个小攻角范围内其气动性能都得到了提升,且两个主设计点,无不良阻力的产生。 相似文献
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前掠翼布局优越的气动性能为无人机气动布局设计提供了一条新的方向。采用CST方法对翼型几何外形进行参数化描述,实现前掠翼气动和隐身多学科优化设计模型的参数化描述。建立了基于N-S方程的计算流体力学方法的前掠翼气动分析模型和基于矩量法的计算电磁学方法的前掠翼隐身分析模型。提出了基于Kriging模型的前掠翼气动隐身多目标优化方法,采用拉丁超方试验设计方法获取样本点,建立前掠翼气动和隐身的Kriging代理模型。将Pareto多目标遗传算法与Kriging代理模型结合进行大展弦比前掠翼的气动隐身多目标优化设计。研究结果表明,所建立的分析模型是合理的,所提出的多目标优化设计方法是可行的,能够有效提高大展弦比前掠翼性能与优化效率。 相似文献
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基于任意空间属性FFD技术的融合式翼稍小翼稳健型气动优化设计 总被引:2,自引:2,他引:2
以非均匀有理B样条基函数为空间控制体属性,建立了任意空间形状自由变形(FFD)技术参数化方法。所建立的气动外形参数化系统通过FFD控制体的分布以及控制顶点的合理选取,能够对任意复杂外形进行参数化设计。首先采用FFD控制体对某型客机翼稍小翼进行空间属性构建;然后结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,采用分群粒子群算法以及误差反向传播训练算法(BP)神经网络进行稳健型气动优化系统的构建;最后对某型客机融合式翼稍小翼的后掠角、倾斜角和高度等参数进行稳健型气动优化设计,分析对比了优化前后翼梢小翼表面压力云图、截面压力分布及载荷分布。优化设计结果表明:设计后的翼稍小翼的升阻比与阻力发散特性明显提高。 相似文献
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将NURBS曲线及节点插入算法应用到透平叶栅的二维参数化造型,可以兼顾造型参数的实际物理意义和型线调节的灵活性;将控制点可调的NURBS曲线应用到三维叶片积叠线造型,能够构造任意形状的弯、扭、掠叶片。在此基础上搭建的透平叶片三维气动优化平台,将参数化造型、网格自动划分、CFD并行求解集成在一起,应用实验设计和响应面分析方法进行多目标寻优。对某单级实验透平分别进行单排叶片和整级优化后,单排叶片总压损失降低了0.57%;单级绝热效率提高了0.8%。 相似文献
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为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为进一步合理确定优化空间和优化策略提供指导。运用CFD方法对典型外形进行了性能分析,结果显示:吻切锥乘波构型具有较高升阻比,下表面中心区流动均匀,可为高超声速飞行器机身/进气道一体化提供参考。作为应用,基于正交试验结果设计了以吻切锥乘波构型作为前体的一个高超声速飞行器,验证了设计方法的合理性。 相似文献
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基于气动数值模拟的翼型反设计方法 总被引:3,自引:0,他引:3
将计算流体动力学(CFD)与反设计技术相结合,通过数值求解欧拉方程,对翼型绕流流场作出数值模拟,再用几何和流动控制方程,反复迭代求得满足给定流场的翼型。以NACA0012为初始翼型,RAE-2822为目标翼型,选取两种工况,都取得了满意的结果。 相似文献
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三维后体尾喷管是吸气式高超声速飞行器产生推力、升力的关键部件,需要精细设计,最大限度地提升三维膨胀过程中的气动特性。本文在二维后体尾喷管优化设计的基础上,发展了一种三维后体尾喷管的优化设计方法。通过参数化建模、三维喷管计算网格自动生成、空间推进CFD解算器及NSGA-II多目标优化软件等技术手段,对后体尾喷管三维构型进行了多目标优化设计。优化后的三维后体尾喷管与原始喷管相比,推力和升力都得到了较大提升。 相似文献