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32.
33.
气动设计问题中确定性优化与稳健优化的对比研究 总被引:3,自引:0,他引:3
通过对优化问题的表述,说明传统确定性优化与稳健优化的区别。稳健优化需进行不确定性分析,同时追求系统的性能优化、性能偏差最小化、设计可行性稳健化。然后分别探讨了气动设计中确定性优化和稳健优化模型的建立及求解策略。根据不确定性分析方法的特点,选择基于代理模型的不确定性气动遗传优化分析方法。通过具体翼型优化实例讨论了稳健性优化与确定性优化的不同,并将结果进行对比,得出一定的结论。 相似文献
34.
35.
Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用CFD数值方法,研究了NACA0012翼型、加装传统Gurney襟翼及改进不对称Gurney襟翼后翼型的动态失速特性。给出了传统襟翼对翼型动态失速特性的影响,并带来较大动态低头力矩的不足,基于传统襟翼的不足,提出了改进的不对称Gurney襟翼方案。研究表明,不对称Gurney襟翼可较好改善翼型的动态失速特性,在增加动态升力的同时,俯仰低头力矩明显减小,可能是直升机旋翼的较理想翼型。 相似文献
36.
FL—23风洞洞壁对跨声速颤振的干扰影响 总被引:1,自引:0,他引:1
本文提供了在FL-23风洞中进行的试验研究结果。试验采用动力相似的四种不同尺寸的60°三角机翼平板半模型。结果表明:洞壁干扰提高了跨声速颤振临界速压,当模型展长对试验段宽度的比值Lm/B为0.687、0.600和0.512时,使颤振临界速度的压缩性修正系数分别减小3.8%、2.5%和1.4%。改变开孔率的试验定性验证了上述结果的合理性。 相似文献
37.
跨声速翼型多目标优化设计方法 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
38.
针对重型燃气轮机压气机雷诺数高而导致的转捩位置前移,开发了一种比可控扩散叶型(CDA)损失更小、工作范围更宽的前转捩叶型.采用正问题优化设计方法,将叶型几何参数化、叶片到叶片流场分析与遗传算法相结合,实现了叶型的自动优化.优化目标综合权衡了叶型损失和攻角范围,为减少优化变量的数目,应用了一种特别的叶型几何模型,将厚度分布与中弧线之间进行了一定的关联.优化得到的前转捩叶型的主要特征是吸力面速度峰值的位置前移至距前缘约10%弦长处,叶型中后部的速度变化更为平缓.最后根据优化结果总结了前转捩叶型的设计规律. 相似文献
39.
为了研究低雷诺数下格尼襟翼对翼型气动特性的影响,通过风洞试验研究了Eppler387翼型加装0.5%~5.0%弦长高度格尼襟翼后的气动特性变化,试验雷诺数1.49×105~2.31×105。试验结果表明:低雷诺数下Eppler387翼型加装格尼襟翼后,升力系数和力矩系数明显增大,襟翼高度大于2%弦长时阻力系数显著增大。格尼襟翼在高升力系数下能够起到增大升阻比的作用,适用于微小型飞行器工作在大载荷状态,而0.5%弦长高度的襟翼还能够兼顾中小升力系数下的气动效率,同样适合于微小型飞行器在巡航状态使用。与原翼型相比,加装襟翼后最大升阻比对应的迎角提前,随襟翼高度的增加,翼型升阻比曲线峰值变得不再突出。 相似文献
40.
《中国航空学报》2023,36(1):75-90
The modeling of dynamic stall aerodynamics is essential to stall flutter, due to the flow separation in a large-amplitude pitching oscillation process. A newly neural network based Reduced Order Model (ROM) framework for predicting the aerodynamic forces of an airfoil undergoing large-amplitude pitching oscillation at various velocities is presented in this work. First, the dynamic stall aerodynamics is calculated by solving RANS equations and the transitional SST-γ model. Afterwards, the stall flutter bifurcation behavior is calculated by the above CFD solver coupled with structural dynamic equation. The critical flutter speed and limit-cycle oscillation amplitudes are consistent with those obtained by experiments. A newly multi-layer Gated Recurrent Unit (GRU) neural network based ROM is constructed to accelerate the calculation of aerodynamic forces. The training and validation process are carried out upon the unsteady aerodynamic data obtained by the proposed CFD method. The well-trained ROM is then coupled with the structure equation at a specific velocity, the Limit-Cycle Oscillation (LCO) of stall flutter under this flow condition is predicted precisely and more quickly. In order to predict both the critical flutter velocity and LCO amplitudes after bifurcation at different velocities, a new ROM with GRU neural network considering the variation of flow velocities is developed. The stall flutter results predicted by ROM agree well with the CFD ones at different velocities. Finally, a brief sensitivity analysis of two structural parameters of ROM is carried out. It infers the potential of the presented modeling method to depict the nonlinearity of dynamic stall and stall flutter phenomenon. 相似文献