摘要：采用基于Kriging模型的优化设计方法开展了风力机专用翼型的优化设计工作。除了在全湍流条件下进行设计之外,同时还在气动优化设计中耦合层流湍流转捩预测,将翼型上下表面的转捩点作为约束条件,采用基于Kriging模型的优化设计方法实现了考虑转捩影响的风力机翼型优化设计。风力机翼型最大升阻比优化结果表明:在两种条件下,优化得到的翼型气动性能均得到较大提高,均具有较好的粗糙度不敏感性,但相比而言,考虑转捩影响的风力机翼型优化设计能在更加真实的环境下获得气动性能更好的优化设计结果。

摘要：文章将拉丁超立方抽样试验设计方法,Kriging模型与优化方法结合发展了一套基于改进Kriging模型的优化设计算法。首先对Kriging模型的拟合精度进行了研究,针对一维函数以及气动问题进行了测试,验证了文中发展的Kriging模型能够较好地对函数进行拟合以及能够运用到气动问题中。为了提高Kriging模型的拟合精度,文章对原有的Kriging模型优化设计算法进行了改进,在引入EI方法的同时将优化搜索算法得到的最优点加入到原有的样本集中,每次增加2个样本点,然后再重新生成Kriging模型进行优化设计。为了验证该方法的正确性和有效性,使用该算法进行了RAE2822翼型减阻优化设计,优化后的RAE2822翼型的阻力系数降低了33.6%,算例表明采用该方法能够逐步提高Kriging模型的拟合精度,最终实现高效的翼型气动性能优化设计。

摘要：本文发展了一种基于Kriging模型的高升力构型优化设计方法。采用分区对接网格技术求解N-S方程以及遗传算法,在着陆构型下使多段翼型升力系数最大。为了降低计算量和计算时间,在优化过程中采用Kriging模型代替复杂的流场计算。为了提高模型的精度,采用EI方法增加新的样本点。利用该方法完成了多段翼型缝道参数和外形优化设计。结果表明,在只优化襟翼缝道和襟翼缝道与外形同时优化两种情况下,该方法使得多段翼型最大升力系数分别提高7.55%和9.48%。

摘要：采用Kriging模型和遗传算法开展了针对桨尖形状的气动/声学综合优化设计研究。为了获得精确的气动及声压特性,得到基于声类比混合方法计算气动噪声需要的声源数据,采用非定常雷诺平均NS方程(URANS)数值模拟旋翼前飞粘性绕流。为了提高遗传算法的优化效率,采用一种基于EI方法的Kriging模型代替费时的数值模拟过程。以AH-1G/OLS旋翼为基准,并以气动性能为约束,噪声峰值最小为目标,进行了旋翼桨尖的降噪优化设计。优化结果表明,文中多发展的优化方法是可行的。

摘要：螺旋桨滑流对飞机各气动部件的干扰是涡桨飞机气动设计中面临的难点之一。以某双发涡桨支线客机为对象,采用数值模拟手段分析了滑流对机翼、平尾、垂尾的影响及其流动机理。计算采用基于动态面搭接网格技术的非定常方法,气动力与表面压力分布的计算结果均与实验值吻合良好。研究结果表明:在滑流影响下,全机升力和阻力有所增加,升阻比和纵向静稳定度有所降低,并在无侧滑状态下产生了滚转力矩和偏航力矩;在不同展向位置,滑流对机翼表面流动分离的影响存在显著的差异。在螺旋桨下行运动一侧,滑流的旋转减小了当地迎角,同时桨后气流速度较高,翼面流动分离被有效抑制。在螺旋桨上行运动一侧,滑流的旋转增大了当地迎角,而且桨后气流速度较低,因而翼面流动分离并未得到明显改善;在中小迎角下,滑流对背景飞机平尾当地的动压没有产生影响,但增加了下洗角变化率,进而导致平尾效率降低;垂尾的侧力与偏航力矩是由滑流的侧洗引起的,而滑流的侧洗又与左右两侧机翼升力分布的不对称性有关。

摘要：螺旋桨滑流对飞机机翼表面流动和尾迹流场有重要的影响,进而改变机翼和飞机的性能。本文通过风洞试验方法开展了螺旋桨滑流对尾迹流场的影响研究。试验模型为后掠角4°、带增升装置的螺旋桨/短舱/机翼模型,试验构型包括襟翼收回和襟翼打开,试验策略是在两种构型下分别同时模拟真实飞行状态的拉力系数和前进比。通过比较有/无螺旋桨时空间尾迹流场的速度场和流动偏角等,分析滑流在尾迹流场中的发展规律和影响范围,研究尾迹流场中滑流的加速效应、下洗和侧洗效应等。结果表明,在滑流作用下,机翼远后方流场参数在机翼展向和垂直方向上均呈现复杂的变化;同时,襟翼收回和襟翼打开构型的滑流效应有明显的区别,影响规律也有所不同。

摘要：以四台翼吊发动机运输机为研究对象,基于正交试验设计,通过N-S方程进行全机流场数值计算,研究了短舱涡流片的周向角、安装角和弦向位置对全机低速气动性能的影响,并优选出了最佳空间位置。研究结果表明:短舱涡流片诱导的空间涡能有效抑制上翼面的流动分离,从而延缓失速,提升增升装置效率;短舱涡流片弦向位置对气动性能改善的贡献率最大,其次是安装角,周向角的贡献率最小;正交试验中最佳空间位置的短舱涡流片可使飞机最大升力系数提高4.53%,失速迎角增加2.8°。

摘要：本文简要介绍了当前气动优化设计发展的情况,并说明了气动优化设计与计算流体力学(CFD)的关系,最后指出了气动优化设计对CFD的需求,为CFD的进一步发展提供参考。

摘要：为了找到一种改善低平尾涡桨飞机中小迎角下纵向静稳定度的方法,采用数值模拟手段研究了螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响。基于动态面搭接网格技术和非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程,首先对某T尾双发涡桨飞机进行了计算,验证了方法的精度和可靠性,然后对同向旋转(CO)、对转-内侧上洗(CNIU)和对转-外侧上洗(CNOU)3种低平尾涡桨飞机构型开展了数值模拟,分析了各构型的俯仰力矩变化特点及流场细节。研究结果表明:对于常见的CO构型,在小迎角下由于平尾整体效率降低,飞机的俯仰力矩曲线斜率较无动力构型大幅度下降;在小迎角下,CO构型左侧平尾的效率几乎丧失,但右侧平尾却具有良好的效率;CO构型左右两侧平尾的效率呈现巨大差异的主要原因在于两侧平尾当地的下洗梯度不同;3个构型中,CNOU构型的俯仰力矩特性最差,CNIU构型在整个中小迎角范围内都能保持良好的俯仰力矩特性。

摘要：雷诺数是表征流体粘性对流动影响的相似参数,对飞机部件的气动性能具有重要的影响。利用商业软件CFX对某民用涡桨飞机增升装置构型进行变雷诺数计算研究,详细分析雷诺数对升力系数、失速特性以及附面层速度特性的影响。结果表明:雷诺数对最大升力系数和失速迎角都有显著的影响;不同雷诺数下机翼分离形态变化显著,大雷诺数下机翼分离区域较小;不同雷诺数下机翼附面层状态不一致,雷诺数增大使得附面层速度型更饱满,机翼的抗分离能力增强。