强化学习方法在翼型拍动实验中的应用

将深度强化学习方法应用于水洞实验,实现了实验室内的自动闭环优化框架,并用该框架优化了雷诺数R_(e)=1.3×10^(4)下纯俯仰运动的NACA0012翼型模型的推进效率。现有的相关研究往往将运动模式限制为某种周期性函数,具有局限性。借助于强化学习方法,实现了在更广的非周期动作空间中的动作搜索。在实验中,模型自动地与水洞环境进行交互,最终学习到了高效推进的非周期运动策略。另外,通过修改奖励函数,实现了在给定推力阈值以上的效率优化。研究结果显示,强化学习模型可以在实验过程中通过不断调整拍动动作的幅度和频率来实现推进效率的持续提升,并且最终通过强化学习方法获得的最优拍动动作均与正弦拍动动作接近,得到的最优推进效率基本位于同等幅度正弦动作效率的上边界。研究展示了强化学习方法用于复杂流动控制问题的可行性。

典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究

采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键。对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究。试验分别在FL-14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术。试验结果表明:CH309翼型的总体性能优于OA309翼型。试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考。

两种椭圆翼型高速气动特性实验研究

新概念旋转机翼飞机的主机翼既能高速旋转作为旋翼,又可锁定作为固定翼,所以只能使用特殊的前后对称翼型。针对主机翼翼型的这一特殊要求,对16%相对厚度,相对弯度分别为0%和3%的两种椭圆翼型的高速气动特性进行了风洞实验研究,试验分别在中国空气动力研究发展中心FL-21风洞和荷兰代尔夫特大学TST-27风洞进行,采用表面测压和尾排型阻测量技术。试验结果的对比分析表明,有弯度椭圆翼型的升力和力矩特性优于无弯度椭圆翼型,而阻力特性和最大升阻比劣于无弯度椭圆翼型。试验结果为旋转机翼飞机主机翼翼型的选取提供了参考。

椭圆翼型低速气动特性研究

为对椭圆翼型的低速气动特性进行研究,通过不同相对厚度椭圆翼型气动特性的数值计算和分析比较,选取16%相对厚度椭圆翼型作为试验翼型,在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内对此翼型的低速气动特性进行了试验研究,试验采用表面测压和尾排型阻测量技术。试验结果与数值计算结果的对比表明,在较高速度和雷诺数下试验值与计算值吻合得较好,但在小速度和低雷诺数下试验值与计算值则相差较大,在升阻和力矩特性方面,椭圆翼型呈现出不同于传统翼型的气动特性。

新型双头反向对称翼型的性能实验研究

通过对双头反向对称翼型的实验结果的分析比较 ,得出了构造新型的双头反向对称翼型的基本原则 ,认为选择性能好的原始翼型是设计高效双头反向对称翼型的关键。在相同的最大厚度时 ,原始翼型的头部形状对阻力系数的影响不大。

凹变翼型对风力机气动性能影响的实验研究

为改进课题组自行设计某S型翼型结构,提高300 W小型水平轴风力机气动性能,本课题重点研究翼型吸力面凹变对风力机气动性能的影响。利用二阶迎风格式、S-A湍流模型数值模拟方法及内蒙古工业大学风能太阳能利用技术教育部重点实验室检测设备,探究风力机在3种定常风速、9种叶尖速比共27种工况下风轮的功率系数、功率、转矩等气动参数。与前期非凹变实验数据对比分析后发现:凹变翼型升力系数显著增加,阻力系数略有下降,当攻角为0°时最显著达15.63%,失速攻角推迟1°。凹变翼型使气体环流在吸力面凹变处实现导流,减小气流非定常波动、延迟叶片表面湍流扩散使能量损失降低,在额定工况下较原翼型风轮功率系数、功率、转矩提升2.24%、1.55%、5.36%。

基于Wilson法风力机叶片设计及试验研究

基于MATLAB平台，采用Wilson方法设计了1台300W水平轴风力机，通过筛选选择某S翼型进行叶片设计，并对其气动性能进行了计算。计算结果表明，S翼型风轮有效尖速比范围较宽，功率系数Cp值在0.3以上的区域所对应的尖速比入为4～10．5，整体的功率系数变化平缓；最大推力系数G在高尖速比时变化平稳；有效转矩系数GM为3～12．3，S翼型叶片气动性能较好。自制风力机样机在低速风洞中进行试验，试验结果表明，在风速为4～14m／s时，与市场上某300W传统翼型风力机相比，S翼型风力机功率平均提高了30．76％，尤其在风速为4～6m／s时，S翼型风力机功率提高较大，可以更好地利用中低风速。通过计算和试验研究可知，该S翼型适用于小型风力机叶片的设计。

椭圆翼型高速气动特性实验研究

针对旋转机翼飞机主机翼翼型设计的特殊要求,在中国空气动力研究与发展中心FL-21风洞对16%相对厚度椭圆翼型马赫数0.4下的高速气动特性进行了实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。实验结果与数值计算结果的对比分析表明,数值计算具有较好的精确度,椭圆翼型的升力线斜率较小,压心位置靠前,力矩系数随迎角线性增大,最小阻力系数迎角并不像传统对称翼型那样为零度。

平面叶栅中两类叶型探针影响特性的对比研究

采用平面叶栅吹风试验方法,针对压气机叶栅中两类叶型探针(A类、B类)的影响特性进行对比研究,在整理分析原型叶栅变工况流动特性的基础上,从叶片表面等熵马赫数、总体性能参数与栅后尾迹等三个层面详细考察了两类叶型探针的影响程度及变化规律。研究结果表明:对于叶栅通道内没有激波的亚音流场环境,A类探针的综合影响程度略小于B类探针,而对于叶栅通道内会形成强激波的跨音流场环境,A类探针的综合影响程度要大于B类探针;A类探针对叶栅出口尾迹分布的扰动作用大于B类探针,预示在压气机多叶排环境下B类探针的工程适用性更好。

柔性自适应壁风洞的翼型实验技术

给出一种新的二维跨音速柔性自适应壁风洞实验迭代方案,计算方法和实验验证结果。根据实验时实验段上下壁和模型上下表面实测压强分布对风洞内、外流场进行非线性数值模拟;计算流线化壁面的形状,进行自适应实验。用该迭代方案,在堵塞比ε=8％,实验段高与翼型弦长比值H/c=1.5情况下,对NACA-0012翼型进行了高亚音速验证性实验。实验结果与国外大风洞无干扰实验结果吻合很好。实验时迭代次数仅需1～2次。实验结果展示了自适应壁风洞实验技术用于翼型跨音速实验的前景。

基于自适应Kriging代理模型的叶型气动优化设计

基于自适应Kriging代理模型的近似代理技术,采用Bézier函数实现叶型几何参数化,并结合CFD性能求解,建立了叶型优化设计方法,改进了该代理方法的寻优过程,通过Bézier控制点实现叶型几何变化的控制,自动完成某涡轮叶型头部型线的优化设计.结果表明:优化后的叶型压力恢复系数有所增大,提高了叶型的性能,验证了该优化系统的可靠性,提高了叶型优化的效率.

基于响应面法的风力机翼型气动优化设计

以某风力机翼型为研究对象,选择其设计点升阻比作为优化目标,采用基于均匀设计的响应面法对其进行气动优化设计。首先用B样条曲线对该翼型拟合并求其控制点,然后利用均匀试验设计方法建立计算试验样本点分布表并进行各样本点的CFD计算,最后建立响应面模型,进行优化设计,使设计点升阻比提高12.13%,而且在所有攻角下升力和升阻比都有所提高。算例表明,本文进行风力机翼型优化的方法节省时间,优化效果明显。

基于正交试验的微通道翼形流场特征分析

为抑制翼型的空化,提出了基于微通道技术的空化抑制方式,以NACA翼型为载体,并在其易发生空化区域设置局部微通道,利用正交试验的方法,设计了影响翼型空化的inlet 1来流速度、inlet 2微通道出口压力、微通道出口孔数与孔型等参数的混合水平正交试验,以数值仿真为手段寻求探究局部微通在不同因素及水平下各因素与水平对于低压区的抑制效果,通过极差分析得到各参数对空化影响的主次顺序和一组最优参数组合。研究表明:翼型来流速度是影响空化的最主要的因素,其次为微通道出口压力大小;采用多孔结构的微通道布局可以有效缩小低压区面积并抑制空化规模。综合对比发现,翼型来流速度15 m/s,微通道出口压力1.01×10^(5) Pa,采用单排方孔状的微通道出口结构的翼型为本文的最优方案。优化方案与原翼型相比空化面积减少90%以上,低压区面积减少一半,且流场与原始翼型的流场基本无变化。本试验结果对其他流体机械采用微通道抑制空化方法具有一定的参考价值。

GAW—1两段翼型缝道参数优化中的雷诺数影响研究

多段翼型是飞机上最为常用的增升装置。缝道参数对多段翼型的性能有很大影响。对于多段翼型的最终构型往往是由风洞实验最终确定的。然而，由于实验雷诺数与使用雷诺数的不同，实验最佳参数未必在使用时有最佳效果。针对GAW-1两段翼型在中等雷诺数范围，用实验的方法研究了其缝道参数随雷诺数变化的规律。研究发现，在雷诺数在（1—2）×10^6范围内，缝道变化有一定的规律，即ΔGap=-0．00154cΔRe。研究结果与方法对中小型无人机增升装置的应用有一定的参考价值。

跨声速翼型实验数据插值方法探讨

本文主要针对跨声速风洞翼型实验表面压力分布曲线处理中出现的问题作了分析和讨论。同时,从绘制该翼型压力分布曲线的特点出发,分别叙述了用拉格朗日分段抛物插值和三次样条插值对翼型压力分布曲线所进行的试探性工作。在比较、分析这两种方法的基础上,提出了实用中改进的措施和手段,着重介绍了改进的方法及效果。文中对具体的实践过程也作了较详细的分析说明,并用翼型压力分布曲线图给予直观的解释和验证。上述方法简便、实用,既可以有效地防止因插值方法使用不合理所引起的数值积分误差,而且又可以比较成功地应用于同类问题的处理中。

基于静叶特性的匹配环境下CDFS性能测量方法

为获取核心机驱动风扇级(CDFS)与高压压气机匹配试验时的性能,提出了一种匹配环境下CDFS出口气流参数的高精度测试方案。根据匹配环境下CDFS静叶进口气流状态,结合部件环境下CDFS静叶的气动特性,通过插值间接求解CDFS出口气流平均参数,进而求得CDFS性能。结果表明:(1)该测试方案可有效评定匹配环境下CDFS性能,效率偏差和压比相对偏差不大于1%;(2)设计转速下CDFS的性能在匹配环境和部件环境下略有差异但不影响该测试方案的适用性;(3)该测试方案的准确度比较依赖于CDFS部件试验时其静叶进口气流状态域的完整性和特性数据的准确性;(4)该测试方案在组合压气机性能测试或发动机整机环境下的压气机性能测试也具有较好的应用价值。

风力机气动性能分析虚拟仿真实验平台设计与实现

为将风力机气动特性理论应用于新能源课程的实验教学中,基于Unity 3D和3D Max软件设计开发了风力机气动性能分析虚拟仿真实验平台,构建了原理认知和规律探究实验模块,进行了风力机发电的气动原理感知仿真、翼型气动优化设计和叶片附加结构气动优化设计实验研究。结果表明:该平台具有良好的人机交互性能和创新性,在强化学生对翼型气动特性理解、经济性、线上教学方面具有明显优势,提高了风力机空气动力学实验教学质量。

CDA叶型前缘流动的实验和数值研究

气流绕过可控扩散叶型(CDA)叶片前缘时,前缘局部的突然膨胀加速与减速压缩过程对叶表边界层发展有重要影响。前缘曲率对局部绕流影响尤为突出,恰当的曲率连续设计可以大幅改善前缘局部绕流对边界层发展的负面影响。本文在叶栅实验中采用叶表静压与粒子图像测速技术(PIV)测量了不同前缘形状的CDA叶片在前缘附近的流动。实验结果与数值模拟分析表明,曲率连续前缘的叶表静压升系数的压力尖峰相比圆形、椭圆形前缘更小;PIV获取的气流在绕过圆形前缘后边界层各项厚度参数的发展变化和前缘压力尖峰有紧密联系。不同的前缘形状和攻角大小都会影响叶表边界层的起始状态,进而影响叶型性能。

翼型翅片PCHE的结构参数优化与流动传热的数值模拟

翼形翅片的印刷电路板式换热器(Printed Circuit Heat Exchanger,PCHE)是一种新型高效紧凑的微通道热交换器,具有紧凑、耐高温、耐高压等优点,在太阳能、液化天然气和核能等清洁能源领域受到广泛的关注。针对翼形翅片PCHE在FNaBe为工质流体的高温熔盐换热器方面的应用,利用数值模拟和正交实验设计的方法研究了不同翼形翅片排布方式在能量利用效率方面的表现并进行了参数优化。对优化的排布方式进行了对流换热以及压降特性的研究,并总结了Nu和f因子的经验关系式。