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131.
夏露  常彦鑫  张龙 《飞行力学》2008,26(1):71-74
通过研究模拟退火算法的机理和应用,对标准模拟退火算法进行了改进,并应用到翼型气动优化中。改进算法与标准算法相比,在耗费机时基本一致的情况下,优化了初始翼型NACA0012,使其设计点的阻力分别减小了30.16%和32.95%。由此可见,模拟退火算法在翼型气动优化设计中具有实用性和有效性,并且改进算法的优化效果更理想。  相似文献   
132.
对一种新的基于NURBS方法的自由变形参数化方法进行了研究,该方法继承了NURBS方法的优点并避免了其缺点。利用该方法对两副翼型分别进行了参数化和优化设计、反设计,流动控制方程为N-S方程,目标函数梯度计算方法采用了离散共轭方法。算例表明,自由变形参数化方法能够满足设计需要。  相似文献   
133.
基于可压缩流动强守恒型Navier-Stokes方程,运用颗粒轨道模型(PTM)和shear stress transfer(SST)k-ω湍流模型,采用计算单元内颗粒源法(PSIC)进行气固两相耦合计算,建立了某型前后翼型装药结构固体火箭发动机(SRM)工作初期的三维两相内流场数值计算模型.对比分析了纯气相和气固两相...  相似文献   
134.
基于粒子群算法的翼型优化设计   总被引:2,自引:0,他引:2  
采用粒子群算法(PSO)对层流翼型进行了以提高升阻比为目标的优化设计。翼型的设计达到了设计要求,优化设计后的翼型气动特性也有显著地改善,这表明了粒子群算法应用于翼型气动优化设计的可行性。在优化设计的过程中,粒子采用递减惯性权重,以加强粒子初期的全局搜索能力与后期的局部搜索能力。翼型由解析函数线性叠加法表示,目标函数和粒子的适应度由基于二维欧拉方程的流场数值解来提供。  相似文献   
135.
旋翼翼型非定常动态失速响应的计算   总被引:3,自引:0,他引:3  
基于旋翼非定常翼型气动模型,给出了计算分离流和深度失速状态下的翼型非定常升力、俯仰力矩的数值计算方法。该方法采用半经验指数响应公式,利用数值离散方法来求解翼型的非定常法向力和俯仰力矩。分别计算了NACA0012和SC-1095翼型上的非定常气动载荷,并与可得到的试验结果进行了对比,验证了方法的有效性。文中还讨论了缩减频率和马赫数对动态失速响应的影响;然后,这个模型被改进以适用于后掠流下的翼型动态失速响应计算,分析了后掠角对翼型动态失速响应的影响。最后,得出了一些结论。  相似文献   
136.
在西北工业大学NF-3风洞二元实验段内对两种风扇翼型的气动性能进行了对比实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。结果表明:在风扇的工作范围内,新设计的风扇翼型的升阻比要比传统的风扇翼型增大20%左右;通过两翼型翼面弦向压力分布特性的比较,可以推知,前者的气动噪声将会比后者小。  相似文献   
137.
《中国航空学报》2016,(2):358-374
A new experiment for airfoil dynamic stall is conducted by employing the advanced particle image velocimetry(PIV) technology in an open-return wind tunnel. The aim of this experimental investigation is to demonstrate the influences of different motion parameters on the convection velocity, position and strength of leading edge vortex(LEV) of airfoil under different dynamic stall conditions. Two different typical rotor airfoils, OA209 and SC1095, are measured at different free stream velocities, oscillation frequencies, and angles of attack. It is demonstrated by the measured data that the airfoil with larger leading edge radius could notably decrease the strength of LEV. The angle of attack(Ao A) of airfoil can obviously influence the dynamic stall characteristics of airfoil,and the LEV would be effectively inhibited by decreasing the mean pitch angle. In addition, the convection velocity of LEV is estimated in this measurement, and the results demonstrate that the influence of airfoil shape on convection velocity of LEV is limited, but the convection velocity of LEV would be increased by enlarging the oscillation frequency. Meanwhile, the convection velocity of LEV is a time variant value, and this value would increase as the LEV convects to the trailing edge of airfoil.  相似文献   
138.
本文针对客机复合材料球面框,通过有限元计算,对球面框上的加强筋对结构屈曲性能的影响展开深入研究.球面框球皮采用碳纤维层合板,加强筋为填充PMI泡沫的帽形加强筋.建立有加强筋和无加强筋两种结构方案,并建立有限元模型进行静力和屈曲分析计算.结果表明客机复合材料球面框的加强筋对球面框结构的屈曲性能和稳定性有一定的改善作用,但对球面框结构的静强度改善作用不大,增加加强筋后球面框的应变和位移变化较小.球面框结构设计时出于成本和制造工艺考虑可以不采用加强筋.  相似文献   
139.
通过求解二维可压Navier-Stokes方程,研究了NACA0012翼型加装微型后缘增升装置(mini-TED)后的跨声速流场特性,与Gurney flap (GF)对比分析了几何参数对mini-TED后方涡系及翼型气动特性的影响.将mini-TED的几何细节参数定义为弦向长度和有效高度,两者方向正交.在相同迎角下仅改变mini-TED的弦向长度,后缘涡系结构虽发生变化,但翼型气动力几乎没有影响;反之仅改变有效高度则后缘涡系和翼型气动力系数同时发生明显改变,且与同等高度下的GF气动系数相近.结果表明:有效高度是影响翼型气动特性的决定因素.有效高度改变了mini-TED后涡系的发生范围,而相对于整个翼型绕流,后缘涡系的大小是影响翼型流场最重要的因素,而涡系的微观结构和形态的改变影响相对很小.加装mini-TED后上表面激波位置后移、下表面激波强度削弱,从而翼型表面压力分布特性发生了改变.随有效高度增大,mini-TED诱导的涡系发生区域随之增大,引流作用增强,翼型升力系数、阻力系数和低头力矩系数提高,同时相同迎角下翼型的升阻比明显提高.  相似文献   
140.
柏宝红  李晓东 《航空动力学报》2016,31(11):2710-2716
详细研究了翼型湍流边界层尾缘宽频噪声源空间分布与辐射特性的关系.采用基于雷诺平均流场的翼型尾缘宽频预测方法研究了NACA0012翼型湍流边界层尾缘宽频噪声在4种不同工况下的噪声源空间分布与辐射特性.首先计算了NACA0012翼型湍流边界层尾缘噪声源在不同频率下的空间分布.计算结果发现:边界层中湍流是翼型湍流边界层尾缘噪声声源.随着频率的增加,噪声源强度和噪声源空间尺寸都是先增加后减小,噪声源位置不断靠近翼型尾缘.同时也计算了边界层内不同位置处的噪声源对远场噪声的辐射特性,结果表明:边界层内层区域,其噪声频谱能量集中在高频;边界层外部区域,其噪声能量集中在中低频;攻角增大或者来流速度减小,噪声能量向低频转移.   相似文献   
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