多段翼型前缘缝翼位置的优化设计研究

本文讨论优化前缘缝翼位置的位流设计方法。优化变量为缝翼相对于主翼的缝隙(Gap)、覆盖量(Ouerlap)和偏角δ_s,目标函数为主翼上的压力峰值。应用高阶面元法计算多段翼型压强分布。用Powell优化法使主翼上压力峰值减至最小,以延迟多段翼型的失速,增大最大升力系数。本方法已用于计算NACA64A010两段和四段翼型以及Foster三段翼型,所得结果与实验数据和位流/边界层耦合设计法的结果有很好的一致性。     

基于缝翼位置参数的多段翼型噪声性能分析

前缘缝翼的位置直接影响着多段翼型的流场特征和缝翼噪声源的分布特性。针对缝翼的噪声性能问题,基于大涡模拟(LES)的非定常流场分析以及FW-H声类比积分方程,对典型多段翼型30P-30N模型进行流场特性和远场噪声辐射特性分析;通过调整缝翼位置,研究缝翼噪声辐射特性对缝翼位置参数的敏感程度,并分析在保持较高气动性能的条件下,有效减小缝翼噪声辐射的缝翼位置参数特征。结果表明:在缝道宽度和重叠长度不变的条件下,适当减小缝翼偏转角度,可在保持气动性能不折损的条件下有效减小缝翼噪声;而继续减小缝翼偏转角,则将增大缝翼噪声。当缝翼偏转角度不变时,减小缝道宽度,同时增大重叠长度,会对缝翼噪声有一定的抑制作用。优化缝翼位置参数是提高机翼气动性能以及控制缝翼噪声的有效途径。     

改进Hicks-Henne型函数法在翼型参数化中的应用

翼型参数化是翼型优化中的重要组成部分.以最常用的Hicks-Henne型函数法为基础,分析了此型函数对翼型后缘描述不精确的原因,并提出了改进方法.由于Hicks-Henne型函数在使用中需确定型函数峰值位置,即站位点和型函数的幅值大小,利用站位点生成函数,结合改变型函数幅值的思想,通过优化算法来自动调节站位点分布和型函...     

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量，同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明，襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响，该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3．360，它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

基于前缘缝翼微型后缘装置的多段翼型被动流动控制

以麦道航空公司的三段增升构型为研究模型,采用剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型在C-H型多块结构网格上求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了前缘缝翼微型后缘装置(MTED)在多段翼型被动流动控制中的应用。由于MTED改变了实际的缝翼缝道参数,因此首先研究了作为主要改变量的缝道宽度对该三段翼型气动性能的影响,当缝道宽度从参考构型的2.95%c增加至3.98%c时,最大总升力系数约减小4.61%。当在不同缝道宽度基本构型上增加相同MTED时,计算结果表明它对各个翼段的影响定性一致,即前缘缝翼升力增加、主翼升力减小以及后缘襟翼升力基本不变化。这些升力变化的综合作用是:MTED构型线性段总升力系数的变化不大,失速段的变化取决于缝道宽度,当缝道宽度为3.98%c时,高度为0.50%c的MTED构型的最大总升力系数约增加6.98%。     

遗传算法结合神经网络的多段翼型优化设计研究

为提高多段翼型增升效能,开展包括襟／缝翼偏度和缝道参数在内的优化设计研究。将神经网络与遗传算法结合的优化设计方法应用于气动优化设计,并针对30P30N三段翼型,分别以8°迎角时升阻比最大和22°迎角时升力最大为目标进行了单目标和多目标优化设计研究。研究结果表明：采用单目标设计虽可在设计点获得较好的优化结果,但在非设计状态气动性能下降;采用多目标优化设计,既可获得良好的中等迎角升阻性能,又可改善大迎角失速性能,使综合气动性能更优;遗传算法与神经网络结合的优化设计方法可满足多段翼型的多点优化设计问题,具有高效、高精度等优点,易于工程应用。     

多段翼型缝翼流动非定常性的试验研究

 为了探索缝翼噪声的流体动力学机理,在西北工业大学NF-3低速风洞中用动态压力传感器研究多段翼型在不同条件下绕前缘缝翼流动的非定常性。分析了雷诺数、来流迎角、缝翼和襟翼参数(偏角、缝道宽度和搭接量)对缝翼流动的非定常性影响规律。研究结果表明:缝翼流动非定常性与流动雷诺数、缝翼参数、襟翼参数和来流迎角密切相关,初步揭示了缝道涡的变化趋势和对翼型表面流动的影响以及缝翼噪声产生的原因。该试验研究结果对研究多段翼型噪声产生及抑制方法具有一定的指导意义。     

多段翼型气动力优化设计的多标准高效进化算法

本文分别结合基因算法与博弈论中的竞争型Nash对策及分级型Stackelberg对策构造了多标准高效进化算法,并对二维三段翼型成功地进行了多标准位置增升优化。基因算法在合适地选择了基因操作算子后可以得到全局最优解,博弈论的引入使得传统基因算法具备了无人工干预的多标准优化算法,并且这一优化过程接近于实际翼型工程气动力设计情况。应用本文的方法成功地对三段翼型进行了不同气动条件下的缝翼与襟翼的位置组合优化,最后给出了优化算例,并对两种算法进行了对比。     

基于遗传算法多段翼型外形优化设计

为提高多段翼型增升效能,开展襟翼外形和缝道参数同时优化设计研究。优化算法采用遗传算法,以求解RANS方程为气动特性分析方法,通过椭圆方程控制生成多段翼型外形,同时优化缝宽、搭接量、襟翼偏角等位置参数和襟翼外形控制参数,实现多段翼型优化设计。设计实践表明,与只优化位置参数相比,同时优化襟翼外形和位置参数得到的多段翼型有更大的升力系数,方法是可行的,具有一定的工程应用前景。     

分离流中多段翼型的优化计算

 本文给出带有分离流动的多段冀型的优化计算方法。以最大升力系数为目标函数,对前缘缝翼或襟翼的位置和偏角进行优化。文中对带有后缘富勒式襟翼的NLR 7301翼型和GA(W)-1翼型进行最大升力计算和优化计算,所得结果和实验值相比符合得较好。     

混合遗传算法及其在翼型气动多目标优化设计中的应用

把基于实数编码的自适应遗传算法（SAGA）与可变容差法相结合，建立了数值优化设计中的混合遗传算法（HGA），并将其与翼型的气动分析相结合进行跨声速翼型的单目标和多目标气动优化设计。与自适应遗传算法相比，混合遗传算法的优化质量略有改善，优化效率有明显的提高。优化结果表明混合遗传算法在翼型单目标和多目标气动优化设计中是十分有效的。     

不同声激励方式对多段翼型升力特性的影响

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要.通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主/被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能.在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径.采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式.结果表明:在GAW-1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加.     

激励方式对多段翼型升力特性影响的实验研究

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要。通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主／被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能。在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径。采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式。结果表明：在GAW一1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加。     

翼型高低速性能优化及其对缝翼设计影响研究

采用Hicks-Henne方法参数化翼型,以巡航升阻比、低速最大升力系数为目标进行优化设计.利用试验设计方法对总体设计空间内目标函数的分布进行初步评估,得到目标函数的初始Pareto前沿面,以前沿面上的点为基准,把总体设计空间分割成独立的局部设计空间进行并行寻优,逐步更新直至得到收敛的Pareto前沿面.对前沿面上的典...     

多段翼型大迎角下主翼、襟翼上的分离流及缝道流动

使用雷诺平均N-S方程、采用可用于较大分离区的Johnson-King紊流模型、嵌套网格和有限体积法研究大迎角下的多段翼型绕流,特别是主翼、襟翼上的分离流动及缝道流动。利用嵌合体技术对组合体每一部分生成高质量并适于高效求解的贴体网格。以具有17%相对厚度的GAW-1翼型带30%襟翼翼型为例进行了计算,计算结果与实验结果吻合很好,证实该方法可以较好地预计多段翼型上的分离流、缝道流动与最大升力。     

改进的DNA编码遗传算法在翼型设计中的应用

遗传算法作为一种比较成熟的智能算法,因其具有全局搜索能力和并行性得以在翼型气动优化中广范应用.本文在编码方式、种群初始化和遗传算子等方面对标准遗传算法进行了改进.其中,DNA的编码方式增加信息的丰富性;拉丁超立方抽样初始化使种群分布相对均匀;插入、删除、倒位等算子增加种群的多样性,加快收敛;感染算子加速种群摆脱停滞或早...     

基于分层策略的翼型多参量气动优化设计研究

与基于梯度的优化方法相比,遗传算法因其极强的鲁棒性、随机搜索及优化结果全局性等特点在工程优化中得到越来越广泛的应用。为提高优化设计的效率,改进了传统的遗传算法,采用并行分层策略基因遗传算法开展了翼型多参量气动优化设计研究,包括翼型和多段翼型的基因编码、外形参数化,以及动网格技术。结果表明,并行分层策略在得到较优气动优化结果的同时,极大地缩短了优化时间,提高了计算效率,具有广阔的工程应用前景。     

基于NSGA-Ⅱ算法的ATR发动机PI控制器多目标优化方法研究

为了使空气涡轮火箭发动机（ATR）从慢车快速、稳定和准确地加速到最大状态,以ATR发动机燃气发生器流量和尾喷管喉部面积为控制变量,采用快速非支配排序遗传算法（NSGA-Ⅱ算法）建立了发动机控制器参数多目标优化方法。将超调量、稳态误差、上升时间及误差积分值四个指标以加权的形式作为目标函数,引入执行机构超调惩罚机制,建立了PI控制器参数Pareto最优解集,完成了ATR发动机从慢车加速到最大状态的动态过程仿真。结果表明,将双回路多个控制性能指标以加权的形式组合作为目标函数,可以获得均匀分布的Pareto前沿;联合应用多目标优化方法和基于熵权法的优劣解距离法（TOPSIS）,能够在双回路耦合下获得满足设计要求的ATR发动机动态特性,极大地缩短了人工整定控制器参数的时间;在加速过程中,多目标优化方法将涡轮膨胀比上升时间作为目标函数之一,与尾喷管面积开环控制动态过程相比,可以使涡轮膨胀比更早到达目标值,共同工作线远离喘振边界。     

分级型进化算法及其在翼型跨声速气动优化中的应用

提出了变精度模型的分级型进化算法并对初始翼型为NACA0012的二维翼型进行了跨声速流动下的形状增升优化。借鉴自然进化中不同进化阶段个体适应度评估环境不同的机理，构造了分级精度模型以加速优化过程。对翼型进行了给定气动条件下的形状增升优化，给出了优化结果，并与传统基因算法及单精度模型算法结果进行了对比。     

多段翼型缝翼前缘结冰大迎角分离流动数值模拟

应用基于SST(Shear-Stress-Transport)湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,对大迎角状态下多段翼型缝翼前缘典型角状冰引起的复杂分离流动进行了数值模拟研究。采用后台阶流动标准算例和干净无冰多段翼型分离流动算例对数值方法的可靠性和适用性进行了验证。缝翼结冰状态下的数值模拟结果表明:来流迎角较大时,前缘角状冰将会导致结构相对稳定的流动分离泡产生,分离泡的非定常尾迹会对主翼前缘附近流场产生较为强烈的干扰,抑制了缝道流动的加速效应,使得缝翼增升效率降低。在失速点附近,由于分离泡回流强度随来流迎角而增长,同时脱落旋涡的输运方向逐渐向远离壁面方向偏移,使得尾迹影响区域范围和强度均有所增加。