排序方式: 共有14条查询结果,搜索用时 15 毫秒
1.
针对飞行器气动外形优化设计中的多设计点、多目标、多工程约束等多设计要求问题,提出了一种新优化设计方法———多设计要求快速优化设计方法。该方法立足于统计学中的偏相关性分析和线性回归理论,通过对设计变量和设计要求进行偏相关性分析,采用线性回归的方法构建设计变量与设计要求之间的转换模型,将多个设计要求转化为对设计变量的约束,从而简化了优化设计模型,减少了优化过程中调用求解器次数,提高了优化效率。利用该方法对RAE 2822和HSNLF(1)-0213翼型进行了多设计要求优化设计算例验证,并将优化结果与Pareto多目标优化方法结果进行对比,结果证明了本文方法的有效性和可靠性。 相似文献
2.
在基于类别形状函数变换(CST)的反设计方法中,通过考察CST参数化与反设计过程,完成了基于参数敏感性分析的反设计,实现了翼型的快速、准确反设计;研究了Bernstein多项式阶数进化对反设计过程敏感性的影响。研究结果表明,在亚音速状态下,采用反设计方法能使设计压力分布较好逼近目标压力分布;在跨音速状态出现激波时或在计算过程出现迭代发散时,加入阶数进化手段后的敏感性分析方法能改善激波区域的敏感度,使迭代较好收敛。方法能够反映各种光滑翼型压力残差和翼型几何外形改变的关系,在给定状态下用初始翼型快速且比较准确地拟合目标翼型。 相似文献
3.
飞翼无人机具有俯仰惯量低、纵向稳定性弱等问题,使其阵风响应对飞行参数的变化较为敏感,并且飞翼无人机的舵面较多,不同的控制策略下阵风减缓的效果不同。因此,对这类飞行器进行考虑参数变化率阵风减缓线性变参数(LPV)控制律设计,并对不同舵面组合方式的控制性能展开对比研究。结合参数依赖的Lyapunov函数方法和变参斜投影降阶算法,构建了同时考虑参数变化率限制和模型降阶条件的LPV阵风减缓控制器。基于该方法对Mini-MUTT飞翼无人机模型设计LPV阵风减缓控制器;探究了不同舵面控制策略对减缓效果的影响。结果表明:采用变参斜投影降阶算法得到的降阶模型可有效表征全阶模型的动力学特性;设计的LPV阵风减缓控制器能够保证阵风在较宽速度范围内有效减缓;在单一舵面阵风减缓中,置于外侧的舵面控制效果优于内侧舵面;而在双舵面阵风减缓中,双舵面的控制效果优于单一舵面,但控制所需输入能量也会增加。在工程应用中需要针对具体问题,综合考虑控制效果和能量消耗以确定合适的控制策略。 相似文献
4.
目前,气动力优化设计中通常基于经验风险最小化原则构建代理模型,预测精度的提高需要更多的训练样本,计算代价较大,同时盲目降低代理模型的训练误差难以避免过学习问题。针对上述问题,首先提出采用支持向量回归(SVR)方法基于结构风险最小化原则构建代理模型的思路,然后对测试函数和翼型阻力进行预测,最后对某型运输机机翼进行优化设计试验。结果表明:与其他代理模型对比,基于SVR的代理模型在小样本情况下具有较好的泛化能力,并且能够快速准确地预测气动特性,在飞机优化设计中,可以提高工作效率,优化结果可靠、可控。 相似文献
5.
基于DFFD技术的翼型气动优化设计 总被引:2,自引:0,他引:2
开展了直接操作自由变形(DFFD)技术在翼型参数化及翼型气动外形优化设计中的应用研究,应用该方法可以对翼型形状进行直接操纵和精细的局部修型,从而在一定程度上克服了自由变形(FFD)技术无法直接指定几何外形变形量的局限性。通过最小二乘模式根据翼型表面直接操作点的位移求解各个FFD控制点相应的位移,将翼型设计参数从FFD控制点转化为翼型表面的直接操作点,从而有效地减少了高阶FFD控制体进行翼型参数化时的设计参数个数。算例表明,相比于FFD方法,DFFD方法不仅具备直接操纵翼型几何外形的能力,更具物理直观性,并且比FFD方法具有更好的局部变形特性。运用该技术结合遗传算法对RAE2822翼型进行了气动减阻设计,显著减小了设计状态下翼型的阻力,并且可以有效施加如前后梁位置翼型厚度等工程实用的几何约束,证明了该方法的有效性。 相似文献
6.
7.
8.
大展弦比柔性机翼结构重量轻、气动效率高,广泛应用于高空长航时无人机(UAVs)。飞行过程中,这类机翼在气动力作用下发生大变形,线性结构模型不再适用,需要建立考虑几何大变形的结构模型。采用牛顿力学方法推导了考虑结构几何非线性的机翼结构动力学模型,该方法推导过程简洁、物理意义明确,可以与Hodges基于哈密顿原理的推导方法相互补充,相互验证。为了能够更准确地求解大展弦比柔性机翼的非定常气动力,建立了能够考虑机翼三维效应且适用于机翼空间大变形的非定常气动力模型。基于建立的非线性结构模型和非定常气动力模型,采用松耦合方法建立了非线性气动弹性模型,并通过算例验证了气弹模型的准确性。研究结果表明,大展弦比柔性机翼颤振速度对来流迎角和机翼的展长均较为敏感;当来流速度大于颤振速度时,由于几何非线性,机翼振动并未发散而是形成稳定的极限环振荡(LCO);随着来流速度进一步增加,机翼再次穿过临界稳定点,由不稳定系统变为稳定系统,直到随着速度的增加系统再次达到临界稳定状态。 相似文献
9.
10.
现代超临界翼型设计及其风洞试验 总被引:5,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