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亚、跨音速三维机翼气动外形反设计的控制理论方法 总被引:4,自引:0,他引:4
本文进行了基于控制论的气动外形反设计方法研究,根据给定的目标函数推导了在物理空间上描述的共轭及相应的边界条件,通过构造共轭方程耗散通量项,以及使用特征线理论处理远场边界等措施,研究了共轭方程的数值求解方法,使用Hicks-Henne函数来描述设计变量扰动对机翼表面外形的影响,通过网格扰动获得度量矩阵变分来获得目标函数对设计变量的敏感性导数,优化过程使用拟牛顿优化算法,通过对流场计算、共轭方程数值求解、敏感性导数求解和优化算法这四个方面的有效结合,成功地发展出了一种机翼气动外形反设计方法,进行了机翼气动外形反设计研究,结果表明该设计方法在设计理论及可实现性方面,特别在跨音速及复杂外形气动设计方面比以往设计方法具有更好的适用性和优越性,且设计结果较为可靠,在现有计算条件下是一个好的设计方法,时间花费也较少。 相似文献
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基于控制理论和NS方程的气动设计方法研究 总被引:4,自引:0,他引:4
研究了基于控制理论和NS方程的气动设计方法,针对给定的目标函数表达形式,应用该设计理论在计算坐标下详细推导了相应的共轭方程及边界条件具体表达形式,以及梯度方程求解表达式,通过合理的数学变换,导出了共轭方程在笛卡尔坐标系下的直观表达形式,发展了有效的共轭方程数值求解方法,通过流动控制方程数值求解、共轭方程数值求解、目标函数对设计变量的梯度求解和优化算法等方面的有效结合,研究与发展了一种新的气动设计方法,以二维机翼气动设计为例,成功进行了亚、跨音速情形下的相关设计算例研究,研究结果表明应用控制理论和NS方程的气动设计方法在设计理论、适用性以及时间花费等方面都有着很好的特色和优点,且设计结果也更为可靠. 相似文献
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把最优化方法与机翼的气动力求解相结合,进行跨音速机翼的气动优化设计。采用最优化方法为遗传算法,机翼的气动力由三维欧拉方程的数值解来提供。与基准机翼相比较,优化设计的机翼其气动性能有较大幅度的提高,表明遗传算法在机翼优化设计中的可行性和有效性 相似文献
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基于控制理论方法和有限元分析软件,通过将网格生成、流场计算、有限元分析、粘性伴随方程数值求解、梯度求解和拟牛顿优化算法等几方面的有效结合,研究与发展了计及静气动弹性影响的三维机翼气动优化设计方法,其中,雷诺平均Navier-Stokes方程为主控方程,气动载荷和结构静弹性变形量由气动/结构方程的耦合迭代求解得到,目标函数梯度信息由共轭方程数值求解得到。典型大展弦比机翼气动减阻设计结果表明:研究及发展的计及静气动弹性影响的三维机翼气动优化设计方法是有效的,能够有效考虑静气动弹性的影响。 相似文献
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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. 相似文献
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本文通过采用EXTREM数值优化方法并基于求解全速势方程的跨音速粘流翼型计算方法,研究发展了一种应用形状函数修形的跨音速翼型多参数多约束数值优化设计方法,应用该方法可以从普通低速翼型和超临界翼型出发通过数值优化后得到在跨音速区阻力系数最小化的翼型几何外形。设计表明,该方法具有收敛快、调用目标函数次数少等优点。 相似文献
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基于控制理论的旋翼翼型优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
基于粘性Navier-Stokes方程和最优控制理论原理,研究了气动/几何约束条件下多设计变量的旋翼翼型气动优化设计问题。根据给定目标函数的表达形式,在计算坐标系下推导出了相应的伴随方程和边界条件,以及梯度方程的数学表达式,并对流动控制方程和伴随方程进行了有效数值求解。综合流动方程、伴随方程、目标函数敏感性导数和优化算法,发展了一种高效旋翼翼型气动优化方法。通过典型旋翼翼型的算例验证,表明方法的有效性。 相似文献
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进行了基于黏性伴随方法和Navier Stokes方程的跨声速机翼气动优化设计研究。分别推导了适用于三维跨声速机翼气动反设计和减阻设计的黏性伴随方程、边界条件和梯度求解表达式,并研究了伴随方程的数值求解方法。通过将网格生成、流场计算、黏性伴随方程数值求解、梯度求解和拟牛顿优化算法等几方面的有效结合,发展了一种跨声速机翼气动优化设计方法。为了提高计算效率,将多重网格方法应用到方程的数值求解中来加速收敛。跨声速机翼反设计和减阻设计算例验证了本文所发展的方法的正确性。采用本文的方法进行优化设计,一般通过20~30次迭代就能得到满意的结果。 相似文献
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现代超临界翼型设计及其风洞试验 总被引:3,自引:2,他引:3
开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。 相似文献
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机翼的气动特性决定了一架飞机的经济性、安全性、舒适性以及环保性,而机翼的气动设计问题十分复杂,需要满足合理的机翼气动设计准则,才具有工程实用价值。基于计算机辅助工程(CAE)的机翼优化设计方法需要较少的人力成本,但无法保证气动设计准则得到满足,其结果仍需大量的后续修改工作。因此,当前实际工程应用中,机翼的设计仍然在很大程度上依赖于设计人员的经验,需要大量的人力。为了提高机翼优化设计结果的工程实用价值,进而减少后续人工设计工作量,提高机翼气动设计的效率。首先对机翼表面压力分布进行分析;然后根据机翼气动设计准则,在传统升阻特性目标函数的基础上,构造新的目标函数;最后将这个新的目标函数代入优化过程。研究结果表明:升阻特性难以全面地描述机翼的气动特性,以其为目标函数无法保证设计结果满足气动设计准则,不具工程实用价值;而根据机翼气动设计准则构造的目标函数能够在优化过程中保证设计准则得到满足,有效提高设计结果的工程实用价值;同时,与传统直接以升阻特性为优化目标的优化过程相比,该方法引入的额外计算量可以忽略不计。 相似文献
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一种实用的运输类飞机机翼/发动机短舱一体化优化设计方法 总被引:6,自引:6,他引:0
发展了一套基于遗传算法优化/Navier-Stokes方程分析的运输类飞机机翼/发动机短舱一体化设计方法,提出了一系列保证该方法工程实用性的解决方案,其中包括设计变量模块化、局部优化全机分析、超临界压力分布约束条件等。通过采用适当的计算网格、并行算法及数值方法,使得基于遗传算法优化/Navier-Stakes方程分析设计方法的运算时间在工程上能够接受。运用该设计方法对下单翼运输类飞机机翼/发动机短舱一体化设计开展了单点优化和两点优化,结合二者结果对比验证了该方法的有效性和工程实用性。单点优化得到的机翼压力分布呈现无激波特点,阻力系数随马赫数变化比较剧烈;两点优化得到的机翼压力分布为弱激波形态,阻力随马赫数变化比较缓和,所设计的机翼具有更好的鲁棒性和工程实用性。 相似文献
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针对飞行器在地效区飞行时复杂的流场特性,通过求解定常可压N-S方程,改变机翼后掠角和地效区飞行高度,研究不同前/后掠角机翼在地效区内的气动特性。结果表明:在地效区内,随着后掠角的增大,机翼的升力系数和阻力系数呈现先增后减的变化规律,后掠角在0°附近时升力系数达到最大值,阻力系数在10°附近达到最大值;俯仰力矩系数随着后掠角增加而减小;展向流动在后掠角为0°时最小,展向流动随着后掠角增大或减小剧烈变化;机翼下洗角随着后掠角增大而减小,随着离地高度的减小而减小。研究结果可为地效飞行器的概念方案设计和优化提供理论依据。 相似文献
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为了更加有效地减小民用客机考虑配平约束后的阻力,针对典型跨声速民用客机机翼-机身-平尾构型研究了不同静稳定度下的气动优化设计,并总结出在民用客机的减阻设计中考虑放宽静稳定度具有较大的减阻潜力。通过自由型面变形(FFD)技术对全机外形进行参数化,实现机翼型面的变形,进行气动优化设计并改变平尾的偏转保证全机能够力矩配平。采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的离散伴随方法求解目标函数对设计变量的梯度,然后基于序列二次规划算法进行基于梯度的气动优化设计。基于CRM(Common Research Model)构型,针对不同参考重心位置进行了考虑配平约束的减阻优化设计研究,验证了优化设计系统的有效性,算例结果表明,随着重心位置后移即放宽静稳定度,优化构型配平阻力减小,外翼段前缘吸力峰值明显降低且双激波的强度得到有效减弱,此外机翼的升力系数分布更加贴合最佳升力系数分布。 相似文献