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381.
基于分布估计算法的翼型稳健设计(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
Zhong Xiaopinga * Ding Jifengb Li Weijia Zhang Yongc aSchool of Aeronautics Northwestern Polytechnical University Xi’an China bChina Space Technology Research Institute Beijing China cChina Aerodynamics Research Development Center Mianyang China 《中国航空学报》2008,21(4):289-295
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. 相似文献
382.
翼型改型对超临界翼型气动性能影响的数值研究 总被引:1,自引:2,他引:1
为了深入研究改型对跨声速翼型气动性能的影响,对NASA SC(2)-0614翼型进行多种方案的改型,包括前缘半径、厚度、弯度、翼型上表面形状等,并得出最终优化改型方案.数值模拟结果表明,改型后翼型设计状态下升阻比和临界马赫数均有显著提高. 相似文献
383.
鸭翼-前掠翼气动布局纵向气动特性实验研究 总被引:6,自引:0,他引:6
前掠翼布局由于其潜在的优势,在未来战斗机的研制中将占有日益重要的地位.本实验通过可变前掠翼和鸭式前翼布局的风洞测力实验,重点分析比较了平板机翼在不同掠角下的纵向气动性能以及鸭翼的影响.实验结果表明,前掠翼在大迎角时能有效提高模型的升力系数,小迎角时其升阻比也略优于后掠翼.前掠翼布局能有效推迟失速,具有良好的失速特性;前掠角较大时,升力系数曲线在失速迎角附近有一个升力系数的"平台",该布局具有"缓失速"特性.距离主机翼较远的鸭式前翼(模型M2)在主机翼前掠和后掠情况下,均可改善整体布局的失速特性,增大失速迎角,增强前掠翼布局缓失速的特点.近距耦合鸭翼(模型M3)显著提高了模型在大迎角下的升力系数.另外,主翼前掠和鸭式前翼布局飞行器具有较好的机动性. 相似文献
384.
385.
386.
在吸气式风洞上对两种不同内部流动结构的单层多孔层板进行了流阻实验,采用沿程阻力关系式得出了其流阻特性。应用软件FLUENT,采用隐式有限体积法求解Navier—Stokes雷诺时均湍流方程,对层板冷却结构的内部流动进行了数值模拟,湍流模型采用Realizable κ-ε双方程模型,近壁处湍流利用壁面函数法处理,采用SIM—PLE算法求解速度与压力的耦合。计算表明,层板内部流场结构十分复杂,射流冲击后在扰流柱前反卷形成驻涡。层板结构内部存在流速很低的区域。计算得出的流阻特性与实验结果进行了比较,两者符合较好。 相似文献
387.
388.
沟槽面三角翼减阻特性实验研究 总被引:6,自引:1,他引:6
风洞测力实验结果表明 ,本文所采用的沟槽面设计均能在一定的迎角范围内减少三角翼的阻力。在迎角α >2 0°、侧滑角 β =0°~ 30°的范围内可使阻力系数降低 2 .5 % ,而几乎与侧滑角无关。另外 ,h =s =0 .2mm的“V”型沟槽表面在α =6°时减阻效果最佳 ,减阻量为4 0 % ;相应的升阻比亦最大 ,约增加 61%。 相似文献
389.
通过数值计算和试验两种方法研究了短突扩扩压器突扩间隙与压力损失间的变化规律探讨了变化机理,研究了前置扩压器结构和进口马赫保持不变的前提下,分别通过改变前置扩压器和火焰筒的位置两种方式改变突扩间隙,研究总压损失系数的变化规律,结果表明:在本研究参数范围内,当突扩间较小时,前置扩压器出口气流拐弯剧烈,流线是非光滑的,相反,则会导致前置扩压出口气流的二次分离,在突扩区形成两个涡,而且气流拐弯剧烈,流量分配不均匀,因而存在有最佳的相对突扩间隙(δ=1.8-2.0),使得总压损失最小而(1.6%-1.75%)。 相似文献
390.