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高升阻比自然层流翼型多点/多目标优化设计 被引量:12
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作者 邓磊 乔志德 +1 位作者 杨旭东 熊俊涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2011年第3期330-335,共6页
研究并发展了一套进行高升阻比自然层流翼型多设计点/多设计目标的优化设计方法。为减少设计中的计算量,使用了XFOIL程序进行流场计算。使用基于响应面方法的优化方法进行最优化计算,并使用了不含二阶交叉项的二阶多项式模型作为响应面... 研究并发展了一套进行高升阻比自然层流翼型多设计点/多设计目标的优化设计方法。为减少设计中的计算量,使用了XFOIL程序进行流场计算。使用基于响应面方法的优化方法进行最优化计算,并使用了不含二阶交叉项的二阶多项式模型作为响应面模型,大大减少了构造模型所需的试验次数,使进行更多设计变量和多点设计成为可能。试验点的选择满足D-优化准则。研究了设计点及目标函数的选择,进行了单点/单目标及多点/多目标的设计,结果表明:多点/多目标设计可以很好的改善单点设计中非设计点性能变差的缺点,设计结果有工程实用价值。 展开更多
关键词 高升阻比 自然层流翼型 多目标设计 优化设计 响应面方法
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现代自然层流翼型的设计方法 被引量:5
2
作者 华俊 张仲寅 +2 位作者 施宁光 Redcker G. Koester H. 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第1期57-63,共7页
本文介绍一种设计跨声速自然层流翼型的计算流体力学(CFD)方法。本方法采用“正反迭代、余量修正”设计原理,通过将跨声速翼型设计软件NPU-TD2D中的反设计程序进行改进,并与含有层、湍流混合边界层修正的跨声速层流翼型计算程序DLRBGKW... 本文介绍一种设计跨声速自然层流翼型的计算流体力学(CFD)方法。本方法采用“正反迭代、余量修正”设计原理,通过将跨声速翼型设计软件NPU-TD2D中的反设计程序进行改进,并与含有层、湍流混合边界层修正的跨声速层流翼型计算程序DLRBGKWALZ耦合,实现了在跨声速粘性流动条件下直接设计层流翼型。亚、超临界的设计实例和风洞验证表明,本方法可以在几个设计迭代内设计出压力分布、转捩位置及气动参数均准确收敛于设计目标的新翼型,是一种设计现代自然层流翼型的有效而实用的CFD方法。 展开更多
关键词 跨音速流动 反方法 自然层流翼型
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基于Bezier曲线的潮流能水轮机层流翼型优化设计研究 被引量:1
3
作者 袁鹏 陈超 +1 位作者 王树杰 谭俊哲 《可再生能源》 CAS 北大核心 2019年第10期1576-1580,共5页
为了提高潮流能水轮机专用层流翼型的水动力学性能,在初始翼型的基础上,采用3阶Bezier曲线对翼型进行参数化建模,使用MATLAB对遗传算法进行编程,以高升阻比为目标寻求最优解;得到最优解后,使用流体动力学软件Fluent对初始翼型以及优化... 为了提高潮流能水轮机专用层流翼型的水动力学性能,在初始翼型的基础上,采用3阶Bezier曲线对翼型进行参数化建模,使用MATLAB对遗传算法进行编程,以高升阻比为目标寻求最优解;得到最优解后,使用流体动力学软件Fluent对初始翼型以及优化后的层流翼型进行了数值模拟。数值模拟结果表明:相比于初始翼型,优化后的层流翼型在升、阻力特性上均有了较大的提升;在小攻角范围内,优化后的层流翼型的升力系数高于初始翼型,阻力系数低于初始翼型;优化后的层流翼型的最大升阻比为17.377 19,比初始翼型的13.186 91提高了31.94%。文章验证了使用Bezier曲线和遗传算法对潮流能水轮机层流翼型进行优化设计的可行性。 展开更多
关键词 BEZIER曲线 潮流能水轮机 层流翼型 遗传算法
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层流翼型转捩与分离实验研究
4
作者 焦予秦 高永卫 +1 位作者 金承信 肖春生 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2003年第U09期65-68,共4页
为满足型号研制的需要,针对层流翼型实验中出现的一些气动现象,对层流翼型的转捩与分离及其对翼型气动性能的影响进行了实验研究。
关键词 层流翼型 气动性能 风洞实验 边界层转捩 分离实验
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适用于高速层流翼型的计算网格研究 被引量:6
5
作者 赵欢 高正红 +1 位作者 王超 高原 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2018年第2期351-357,共7页
高速层流翼型计算的敏感性在于转捩位置的判定与后缘压缩流的捕捉,其气动力系数和流场计算精度受计算网格影响很大。本文针对高速层流翼型流场计算的特点,考虑计算网格的关键影响,提出了影响近壁网格分布和远场网格分布的关键参数,并通... 高速层流翼型计算的敏感性在于转捩位置的判定与后缘压缩流的捕捉,其气动力系数和流场计算精度受计算网格影响很大。本文针对高速层流翼型流场计算的特点,考虑计算网格的关键影响,提出了影响近壁网格分布和远场网格分布的关键参数,并通过优化研究找出了能显著提高计算精度的网格分布要求。计算结果表明,对基于SST k-ω的γ-Re_(θt)转捩模型RANS数值求解方式,优化网格的网格量(9.6万)在相对于标准网格的网格量(8万)仅增加20%的情况下,显著提高了高速层流翼型LRN1015等的气动特性数值模拟精度,有利于层流翼型的设计与分析。 展开更多
关键词 层流翼型 近壁网格 远场网格 优化网格 数值精度
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跨音速自然层流翼型多目标优化设计 被引量:7
6
作者 陈永彬 唐智礼 盛建达 《计算物理》 CSCD 北大核心 2016年第3期283-296,共14页
应用多目标优化方法在推迟翼型转捩位置的同时,优化激波控制鼓包的位置和外形来减小波阻.经过优化得到多目标问题的Pareto阵面解,通过对其上翼型的气动性能分析发现:优化后翼型的层流区域及激波强度较初始翼型均有改善.结果表明本文方... 应用多目标优化方法在推迟翼型转捩位置的同时,优化激波控制鼓包的位置和外形来减小波阻.经过优化得到多目标问题的Pareto阵面解,通过对其上翼型的气动性能分析发现:优化后翼型的层流区域及激波强度较初始翼型均有改善.结果表明本文方法可以有效地解决层流翼型设计过程中转捩位置和激波强度之间的矛盾. 展开更多
关键词 自然层流翼型 转捩预测 激波控制 多目标优化 Pareto阵面
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基于遗传算法及转捩模型的层流翼型优化设计研究 被引量:3
7
作者 何君奎 白俊强 朱军 《航空计算技术》 2010年第3期44-47,共4页
讨论了层流翼型对飞机机翼减阻的重要意义,概述了遗传算法的优化原理及其特点。在基准翼型的基础上,以Hicks—Henne型函数的解析函数线性叠加法来描述翼型。采用遗传算法完成了层流翼型优化设计。计算中采用了转捩模型耦合SST两方程湍... 讨论了层流翼型对飞机机翼减阻的重要意义,概述了遗传算法的优化原理及其特点。在基准翼型的基础上,以Hicks—Henne型函数的解析函数线性叠加法来描述翼型。采用遗传算法完成了层流翼型优化设计。计算中采用了转捩模型耦合SST两方程湍流模式,通过求解雷诺平均的N-S方程组模拟了翼型的转捩流动。对计算结果进行了分析,分析表明优化翼型在升力特性、阻力特性方面比基准翼型有很大的提升,达到了优化升阻比的目标。 展开更多
关键词 遗传算法 层流翼型 摩擦阻力 升阻比 升阻特性
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跨声速自然层流翼型设计 被引量:2
8
作者 黄睿杰 肖天航 昂海松 《机械制造与自动化》 2015年第6期167-169,211,共4页
研究和发展了一种跨声速自然层流(natural laminar flow,NLF)翼型优化设计方法。建立了翼型几何外形的CST参数化方法,并以部件形函数系数为优化设计变量,结合可行性方向法以及多岛遗传算法,对跨声速翼型进行升阻比和层流覆盖面积最大化... 研究和发展了一种跨声速自然层流(natural laminar flow,NLF)翼型优化设计方法。建立了翼型几何外形的CST参数化方法,并以部件形函数系数为优化设计变量,结合可行性方向法以及多岛遗传算法,对跨声速翼型进行升阻比和层流覆盖面积最大化的优化设计,优化设计过程中,为准确预测层流-湍流转捩和翼型绕流特性,采用了基于k-ωSST+γ-Reθt四方程模型的计算流体力学(computation fluid dynamics,CFD)数值模拟技术。结果表明,采用该优化方法能够较为有效的优化出满足设计状态和非设计状态的层流翼型。 展开更多
关键词 自然层流翼型 翼型参数化 计算流体力学 转捩预测 翼型优化设计
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应用后缘装置的跨声速层流翼型多岛优化设计 被引量:1
9
作者 陈永彬 唐智礼 盛建达 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第4期548-557,共10页
高雷诺数状态下,自然层流技术(Natural laminar flow,NLF)是减小机翼表面湍流摩擦阻力的有效方法。然而由于层流翼面上大范围顺压梯度的存在使得后缘处的恢复压差更大,产生更强的激波。因此在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力。本文... 高雷诺数状态下,自然层流技术(Natural laminar flow,NLF)是减小机翼表面湍流摩擦阻力的有效方法。然而由于层流翼面上大范围顺压梯度的存在使得后缘处的恢复压差更大,产生更强的激波。因此在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力。本文采用后缘装置(Trailing edge device,TED)来控制翼型后缘处的激波强度,基于线性稳定性理论(Linear stability theory,LST)的eN方法对流动进行转捩判断,进而应用多岛并行多目标进化算法(multi-objective evolutionary algorithm,MOEA)以获得大范围层流区域和弱化激波强度为目标对翼型进行优化设计。优化结果表明合作均衡策略耦合进化算法可以快速地捕捉到该多目标问题的Pareto阵面解,阵面上翼型的波阻力和摩擦阻力性能较初始翼型大大改善。同时,采用后缘装置控制激波强度时,无论在设计点还是偏离设计点时,优化后翼型均具有良好的升阻力特性和鲁棒性。 展开更多
关键词 自然层流翼型 激波控制 后缘装置研究 Pareto策略 多岛多目标进化算法
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跨音速自然层流翼型反设计研究 被引量:1
10
作者 李静 刘艳萍 +1 位作者 高正红 梁天水 《郑州大学学报(理学版)》 CAS 北大核心 2019年第1期95-100,共6页
基于Gappy POD降阶模型的数据重构方法提出反设计方法,由已知的翼型表面压力分布对缺失的目标翼型数据进行重构.在初始快照采样过程中,采用ΔCST方法对初始翼型进行扰动取样,并用反设计得到翼型替换基础扰动翼型,将新的快照加入原始快照... 基于Gappy POD降阶模型的数据重构方法提出反设计方法,由已知的翼型表面压力分布对缺失的目标翼型数据进行重构.在初始快照采样过程中,采用ΔCST方法对初始翼型进行扰动取样,并用反设计得到翼型替换基础扰动翼型,将新的快照加入原始快照库,反复迭代求解.针对层流翼型反设计,利用边界层转捩数值模拟程序获得快照向量的翼型压力分布.接着,提出两种不同的跨音速自然层流翼型的压力分布形态,通过构建的反设计方法得到两组不同的跨音速自然层流翼型,并详细研究了不同雷诺数及不同马赫数下,不同压力分布形态对转捩发生抑制能力的影响,同时研究其与阻力发散特性的协调性. 展开更多
关键词 CST 自然层流翼型 转捩模型 反设计
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考虑转捩点约束的自然层流翼型变弯度设计 被引量:1
11
作者 王一凡 孙刚 张淼 《航空计算技术》 2018年第2期33-36,43,共5页
在巡航过程中,大型民用航空飞机的飞行状况不断发生变化。随着燃油的消耗,飞机实际巡航升力系数将偏离设计升力系数,使用变弯度技术能够提升飞机在整个巡航段的气动性能。但是,对于自然层流翼型,传统的翼型变弯度设计将会导致自然层流... 在巡航过程中,大型民用航空飞机的飞行状况不断发生变化。随着燃油的消耗,飞机实际巡航升力系数将偏离设计升力系数,使用变弯度技术能够提升飞机在整个巡航段的气动性能。但是,对于自然层流翼型,传统的翼型变弯度设计将会导致自然层流翼型表面转捩点的前移。基于代理模型和遗传算法,提出了针对自然层流翼型的变弯度优化设计方法。结果表明,在巡航范围内的不同升力系数下,随着翼型弯度的变化,翼型表面仍然能够保持一定程度的层流区域,同时整个巡航段中翼型的气动效率得到了提升。 展开更多
关键词 自然层流翼型 变弯度优化设计 转捩点位置
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高升力层流翼型在轴流风扇设计中的应用 被引量:1
12
作者 胡磊 戴韧 《电机技术》 2018年第6期6-11,共6页
翼型是低速轴流风扇气动设计的基础。在低雷诺数下,层流翼型与机翼翼型相比,具有层流边界层范围更宽,升力系数更高的特点。在设计参数不变的条件下,采用FX63-137层流翼型代替Clark-Y翼型,使得所设计的风扇在转速降低500 r/min后依然可... 翼型是低速轴流风扇气动设计的基础。在低雷诺数下,层流翼型与机翼翼型相比,具有层流边界层范围更宽,升力系数更高的特点。在设计参数不变的条件下,采用FX63-137层流翼型代替Clark-Y翼型,使得所设计的风扇在转速降低500 r/min后依然可以达到之前的流量和压升。同时,根据Fukuna翼型噪声预测模型,计算出应用FX63-137层流翼型的风扇在转速降低500 r/ min后,其气动噪声降低2.1分贝。 展开更多
关键词 轴流风扇 层流翼型 流动噪声
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自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究 被引量:5
13
作者 赖国俊 李政德 张颖哲 《航空科学技术》 2017年第8期12-15,共4页
针对所设计的自然层流翼型,在高速风洞中开展了自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究。试验运用了测压和红外成像等技术手段,在马赫数Ma=0.74和雷诺数Re=1.5×10~7条件下获得了压力分布、升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和红外图像... 针对所设计的自然层流翼型,在高速风洞中开展了自然层流翼型高雷诺数风洞试验研究。试验运用了测压和红外成像等技术手段,在马赫数Ma=0.74和雷诺数Re=1.5×10~7条件下获得了压力分布、升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和红外图像。试验结果表明,在试验条件下,该翼型上表面能够保持良好的顺压梯度;该翼型具有良好的纵向气动特性;在迎角α=0°时,上、下翼面流动均能保持约60%的层流面积区。 展开更多
关键词 自然层流翼型 风洞试验 高雷诺数 红外成像 转捩探测
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超临界自然层流翼型的数值优化设计
14
作者 赵文华 乔志德 《航空计算技术》 1992年第1期18-23,共6页
超临界自然层流翼型是在超临界翼型和自然层流减阻的基础上发展起来的,具有优良的气动特性,是发展新型干线客机的关键技术。本文采用数值优化方法设计超临界自然层流翼型,得到了性能比较优良的翼型。与在中国空气动力研究与发展中心二... 超临界自然层流翼型是在超临界翼型和自然层流减阻的基础上发展起来的,具有优良的气动特性,是发展新型干线客机的关键技术。本文采用数值优化方法设计超临界自然层流翼型,得到了性能比较优良的翼型。与在中国空气动力研究与发展中心二所的实验资料进行比较,说明本文的方法是可靠实用而又经济的方法。 展开更多
关键词 超临界 自然层流翼型 翼型 设计
全文增补中
自然层流翼型
15
作者 凌鹤鹞 《西飞科技》 1992年第4期45-46,共2页
关键词 层流翼型 飞机 气动力特性 附面层
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应用Delaunay图映射与FFD技术的层流翼型气动优化设计 被引量:23
16
作者 黄江涛 高正红 +3 位作者 白俊强 赵轲 李静 许放 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第10期1817-1826,共10页
采用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由式变形(FFD)翼型参数化方法,进一步结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,通过粒子群优化(PSO)算法进行参数化方法、网格变形模式以及计算流体力学(CFD)数... 采用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由式变形(FFD)翼型参数化方法,进一步结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,通过粒子群优化(PSO)算法进行参数化方法、网格变形模式以及计算流体力学(CFD)数值模拟技术之间的整合,研究、构建了气动优化设计系统,并对某型层流理念设计的高空长航时(HALE)飞机基本翼型进行气动优化设计。气动特性目标函数评估方法中,边界层转捩数值模拟技术采用γ-Reθt转捩模型耦合剪切应力输运(SST)模式湍流模型。优化设计后翼型气动特性表明:采用相关技术建立的层流翼型气动优化设计系统对于层流理念设计的HALE飞机翼型的设计具备较高的优化效率。 展开更多
关键词 气动外形优化设计 Delaunay图映射 FFD技术 边界层转捩 数值模拟 层流翼型
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高速自然层流翼型的设计与风洞实验研究(英文) 被引量:8
17
作者 朱军 高正红 +1 位作者 詹浩 白俊强 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2009年第3期225-229,共5页
为了发展商务客机用的低阻力翼型,本文在荷兰科技大学TST27风洞开展了高速自然层流翼型的实验研究工作。为了减小测量技术对模型流场的干扰,提高测量精度,分别采用了IR,PIV以及阴影法等非接触测量技术。通过这些非接触测量技术的使用,... 为了发展商务客机用的低阻力翼型,本文在荷兰科技大学TST27风洞开展了高速自然层流翼型的实验研究工作。为了减小测量技术对模型流场的干扰,提高测量精度,分别采用了IR,PIV以及阴影法等非接触测量技术。通过这些非接触测量技术的使用,对翼型的转捩位置、后缘分离以及升阻力等气动特性进行了测量研究。从实验结果可以看出,在小迎角范围内,翼型可以在其表面保持较长的层流段,并且后缘分离涡不会随迎角增大而向前发展,使翼型具有高升力、低阻力的特性。从实验结果和计算结果的差别可以看出,实验数据是可靠的,设计的翼型基本满足了设计要求。 展开更多
关键词 风洞 PIV IR 纹影 高速自然层流翼型
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二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究 被引量:6
18
作者 耿子海 刘双科 +1 位作者 王勋年 张扬 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期46-50,共5页
选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术。风洞试验中应用红外成像... 选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术。风洞试验中应用红外成像技术测量翼型表面层流区域,探索研究了混合层流控制减阻技术的实用效果。试验结果表明:对翼型实施混合层流控制减阻技术后,明显增大了翼型表面的层流面积。 展开更多
关键词 层流翼型 混合层流控制 减阻 红外成像技术
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低马赫数通用飞机翼型压力分布设计特点研究
19
作者 张煜 白俊强 屈峰 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第1期28-38,共11页
对低马赫数通用飞机气动设计中可能存在的问题进行了研究和总结,讨论分析了部分相关翼型的压力分布形态的设计特点,并通过多工况层流翼型设计实例验证了部分翼型设计理念。对低马赫数通用飞机气动设计存在零升阻力较大、失速性能要求较... 对低马赫数通用飞机气动设计中可能存在的问题进行了研究和总结,讨论分析了部分相关翼型的压力分布形态的设计特点,并通过多工况层流翼型设计实例验证了部分翼型设计理念。对低马赫数通用飞机气动设计存在零升阻力较大、失速性能要求较高、雷诺数变化范围较大等问题进行了讨论分析。为了解决这些问题,对若干低马赫数通用飞机的湍流翼型和层流翼型的压力分布形态进行了研究,提取部分对翼型气动性能有利的设计特点。以GAW-1翼型为基准,提取某型单发涡桨式轻型多用途通用飞机的典型设计工况,进行了考虑巡航、爬升和失速的多工况层流翼型优化设计。设计结果巡航升阻比提升了9.6,爬升升阻比提升了16.3,但失速最大升力系数减小了0.115。研究结果表明:考虑巡航、爬升和失速的多工况层流翼型设计需求较为矛盾,设计人员应基于低马赫数通用飞机构型特点仔细权衡和取舍。 展开更多
关键词 通用飞机 气动设计 压力分布 层流翼型 湍流翼型 翼型设计
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高速自然层流翼型高效气动稳健优化设计方法 被引量:10
20
作者 赵欢 高正红 夏露 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期263-280,共18页
先进高速高升力自然层流(NLF)翼型的设计已经成为提高新一代高空长航时(HALE)无人机(UAV)性能的重要手段。然而这类翼型表面极易出现分离泡和激波等,尤其对于马赫数、飞行攻角等状态波动气动特性非常敏感,这导致传统的层流翼型设计方法... 先进高速高升力自然层流(NLF)翼型的设计已经成为提高新一代高空长航时(HALE)无人机(UAV)性能的重要手段。然而这类翼型表面极易出现分离泡和激波等,尤其对于马赫数、飞行攻角等状态波动气动特性非常敏感,这导致传统的层流翼型设计方法设计的外形在面向工程应用中出现稳健性差,难以被工程使用。气动稳健设计(RADO)方法虽然是一种有希望的解决途径,但它遭遇了巨大计算花费的难题。为了解决这些问题,通过对影响气动稳健优化设计效率的关键技术进行研究,发展了基于自适应前向-后向选择(AFBS)的稀疏多项式混沌重构方法,极大改善了不确定分析(UQ)和稳健优化效率。同时,也发展了考虑多参数不确定的高效气动稳健优化设计方法,有效解决了传统翼型设计方法难以满足高速高升力自然层流翼型设计要求兼顾高升力设计、自然层流设计以及超临界设计的难题。最后使用发展的方法成功设计了一类具有典型特点的跨空域稳健自然层流翼型。结果表明设计的翼型相对于经典的全球鹰无人机翼型气动性能全面提升,同时低阻范围更大,气动性能更加稳健,从而验证了稳健优化方法的有效性和相对于确定性设计的优势。 展开更多
关键词 高速自然层流翼型 自然层流设计 高空长航时无人机 稳健设计 不确定分析 多项式混沌展开
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