基于代理模型的自适应后缘翼型气动优化设计

针对具有自适应后缘的跨声速翼型,基于代理模型和遗传算法相结合的优化方法,开展考虑自适应后缘结构约束的翼型气动优化设计研究。结果表明,低升力系数下翼面流场没有明显的能量损失,不同设计升力系数得到的自适应后缘翼型阻力相差不大;高升力系数下翼面附近存在激波,翼型阻力主要由激波强度决定。对于以低升力系数为设计点的基本翼型,通过后缘自适应变弯来调整载荷分布,可以降低翼面激波强度,减小翼型阻力;对于以高升力系数为设计点的基本翼型,可以直接通过气动优化来消除翼面激波,使得翼型阻力达到最小。因此对于带有自适应后缘的翼型,为了实现宽升力系数范围内的阻力最小,应首先以高升力系数为设计点完成基本翼型的气动优化设计,然后以低升力系数为设计点完成自适应后缘外形的气动优化设计。     

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。     

大型民机翼型变弯度气动特性分析与优化设计

为了提高飞机巡航过程中升力系数、马赫数变化后的气动效率,大型民用运输机开始采用机翼变弯度技术。以典型远程宽体客机翼型为例,研究了翼型后缘变弯度对气动性能与压力分布的影响。利用代理模型建立了不同巡航设计工况下,翼型后缘弯度与气动性能的关系。以此为基础,提出了基于代理模型的大型民机翼型变弯度设计优化方法。算例研究表明,在给定巡航升力系数与马赫数下,该方法可以预测出翼型的最佳弯度,从而改善非设计点气动性能。该方法对大型民机机翼变弯度构型设计工作有一定的工程意义。     

远程民机变弯度机翼后缘外形变形矩阵气动设计

针对远程民机变弯度机翼后缘外形设计问题，从变形矩阵构建角度开展气动优化设计研究。参考指关节变形结构特点确定后缘变形外形参数化方法，基于代理优化算法，结合变形关联约束搭建了后缘外形变形矩阵气动优化设计流程，完成了以升力阶梯变化为特征的巡航任务剖面变形矩阵和由抖振点和阻力发散点构成的非巡航任务剖面变形矩阵的气动优化设计。研究表明，在巡航任务剖面，后缘变形减阻收益随着设计点升力相对基准点变化量的增加而增大，且高升力时的减阻量约为低升力的7～8倍。后缘变形减阻关键在于调整主翼压力分布，对变弯控制剖面偏度不敏感，考虑变形关联约束不会明显降低减阻收益，存在变弯控制剖面偏转规律相同、偏度与升力线性对应，且减阻收益明显的阶梯变形矩阵。在非巡航任务剖面，后缘变形同样具有明显的规律性，可有效降低抖振点的激波强度，但无法有效改善阻力发散。     

宽体客机巡航机翼变弯度减阻技术

针对宽体客机可变弯度机翼,建立了适用于原理性研究的参数化模型,验证了方法的可行性。以CRM机翼为研究对象,开展了前后缘变弯度对气动力、压力分布和展向升力载荷分布的影响分析,研究了巡航速度多个升力状态下的最优变弯度,并对比了单独变后缘弯度和前后缘同时变弯度的差异。研究结果表明:宽体客机机翼前后缘小角度偏转可使气动特性产生较明显变化,其中后缘变弯度的影响更为显著;定升力状态下通过变弯度可改变机翼展向当地攻角及弯度分布,从而减小激波阻力或诱导阻力;在小升力系数时变弯度获得的减阻量不超过0.0001,而较大升力系数时可达0.0010,并同时降低翼根弯矩、改善激波诱导分离;相比于单独变后缘弯度,前后缘同时偏转可在进一步抑制抖振边界附近低头力矩增长的同时获得更大的减阻量。研究过程充分体现了建模方法在避免引入型面质量干扰、提高三维外形及网格生成效率上的优势,得到的原理性结论可为可变弯度机翼技术的工程应用提供参考。     

钝后缘翼型的后缘隔板减阻研究

采用数值模拟方法进行了FB-4000-1000钝后缘风机翼型的气动特性分析及底阻减阻研究。研究了三种后缘隔板布局对风机翼型气动特性的影响;其中一种隔板布局以升力损失为代价实现线性段减阻约40%,迎角区间平均减阻约25%;另一种布局在几乎没有升力损失的情况下,实现平均减阻约10%。     

可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型气动特性分析

以变弯度翼型为研究对象,计算了其六种外形的绕流流场,分析了不同的连续光滑变形翼型与传统偏转翼型的气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理;与此同时,以形状记忆聚合物柔性蒙皮和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,并在风洞实验中测试了其气动特性。计算和实验结果表明:可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型能改进传统主翼-简单襟翼翼型的气动特性和流场分离特性;可变形段范围、转轴位置、后缘偏转角度、后缘高度等变形参数对气动特性具有显著影响。     

基于遗传算法的低雷诺数高升力翼型的优化设计

利用遗传算法进行低雷诺数高升力翼型的气动优化设计,优化后的翼型其气动特性有明显改善,从而表明利用遗传算法进行翼型气动优化的可行性.在优化设计过程中翼型由解析函数线性叠加法表示,并对设计翼型进行了升力系数和阻力系数的气动计算,以提供目标函数和个体的适应值.     

高升力翼型的气动优化设计和实验研究

利用遗传算法进行了低雷诺数高升力翼型的气动优化设计,并利用风洞实验检查了设计的正确性。优化后的翼型其气动特性有明显改善,这说明了利用遗传算法进行低雷诺数翼型气动优化的可行性。风洞实验结果验证了优化设计方法的正确性,同时也表明新设计翼型有较高的升力系数和相对大的升阻比,其升阻比提高了10%。     

高性能无人机翼型的杂交优化设计

 发展了用于高性能无人机翼型设计的杂交优化设计方法。针对“类全球鹰”翼型的算例表明，该方法能满足低速时高升力（C_L）和跨声速巡航时高气动效率（C_L/C_D）两方面要求。优化翼型较初始翼型，其低速时的设计升力系数提高了19.80%，跨声速巡航时的设计升阻比提高了37.45%，并且在较大的速度区间内优化翼型都具有良好的综合性能。杂交优化设计方法可为高空长航时无人机的设计提供参考。     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

基于遗传算法的翼型气动优化设计

采用遗传算法进行跨声速翼型的反设计与阻力和升阻比的优化设计。翼型的反设计达到了设计要求,优化设计后的翼型其气动特性也有显著的改善,这表明了遗传算法应用于翼型气动优化设计的可行性。在优化设计的过程中,翼型由解析函数线形叠加法表示,目标函数和个体的适应值由二维欧拉方程的流场解来提供。     

跨声速翼型多目标优化设计方法

本文通过采用多目标分级优化方法并基于求解全速势方程的跨声速粘流翼型计算方法，研究发展了一种多参数、多约束和多目标的跨声速翼型数值优化设计方法，应用该方法可以从普通低速翼型和超临界民办型出发通过多目标优化后得到在跨声速区的多个马赫数下阻力系数最小化的翼型几何外形，设计实践表明，该方法具有收敛快，调用目标函数次数少等优点。     

基于分布估计算法的翼型稳健设计(英文)

A transonic airfoil designed by means of classical point-optimization may result in its dramatically inferior performance under off-design conditions. To overcome this shortcoming, robust design is proposed to find out the optimal profile of an airfoil to maintain its performance in an uncertain environment. The robust airfoil optimization is aimed to minimize mean values and variances of drag coefficients while satisfying the lift and thickness constraints over a range of Mach numbers. A multi-objective estimation of distribution algorithm is applied to the robust airfoil optimization on the base of the RAE2822 benchmark airfoil. The shape of the airfoil is obtained through superposing ten Hick-Henne shape functions upon the benchmark airfoil. A set of design points is selected according to a uniform design table for aerodynamic evaluation. A Kriging model of drag coefficient is constructed with those points to reduce computing costs. Over the Mach range from 0.7 to 0.8, the airfoil generated by the robust optimization has a configuration characterized by supercritical airfoil with low drag coefficients. The small fluctuation in its drag coefficients means that the performance of the robust airfoil is insensitive to variation of Mach number.     

旋成面叶栅气动反命题的新解法(Ⅱ)

本文利用映象平面ξ-η的特点, 将旋成面叶栅气动正命题的微分-积分解法与叶型修正的“喷气模型”结合, 建立了一种适用于旋成面叶栅气动反命题的新解法。叶片表面给定的气动参数分布作为反命题的边界条件, 在求解过程中直接得到满足。通过对一例实际透平叶型的计算验证了本文解法的可靠性和实用性。      

Aerodynamic optimization and mechanism design of flexible variable camber trailing-edge flap

Trailing-edge flap is traditionally used to improve the takeoff and landing aerodynamic performance of aircraft.In order to improve flight efficiency during takeoff,cruise and landing states,the flexible variable camber trailing-edge flap is introduced,capable of changing its shape smoothly from 50% flap chord to the rear of the flap.Using a numerical simulation method for the case of the GA(W)-2 airfoil,the multi-objective optimization of the overlap,gap,deflection angle,and bending angle of the flap under takeoff and landing configurations is studied.The optimization results show that under takeoff configuration,the variable camber trailing-edge flap can increase lift coefficient by about 8% and lift-to-drag ratio by about 7% compared with the traditional flap at a takeoff angle of 8°.Under landing configuration,the flap can improve the lift coefficient at a stall angle of attack about 1.3%.Under cruise state,the flap helps to improve the lift-todrag ratio over a wide range of lift coefficients,and the maximum increment is about 30%.Finally,a corrugated structure–eccentric beam combination bending mechanism is introduced in this paper to bend the flap by rotating the eccentric beam.