摘要：提出了一种分层交换差分粒子群优化算法。作为一种混合算法,将粒子群优化算法与差分进化算法有机地结合了起来,使得粒子种群和差分种群分层交换,共享最优信息,加快了收敛速度,降低了陷入局部最优的风险,函数测试结果表现出算法具有更好的寻优性能。将算法应用到翼型设计之中,取得了良好的优化效果。

摘要：为改善高亚声速导弹气动性能,提出了超临界对称翼型概念。该翼型具有前缘钝圆,表面平坦,型面面积大等特点。在跨声速、小攻角状态下,翼型表面大部分区域为超声速区,有效防止了激波出现并减轻了边界层分离程度,进而提高了阻力发散马赫数和升阻比。针对某高亚声速鸭式导弹,采用CFD(computational fluid dynamic)软件求解N-S(Navier-Stokes)方程的方法和基于翼型特征的参数描述(PARSEC)方法优化设计了一种超临界对称翼型,并将其应用于鸭舵和尾翼设计。最后,进行了导弹全弹外形的跨声速风洞试验。结果表明:使用超临界对称翼型的高亚声速导弹具有良好的升阻特性。

摘要：中空长航时无人机追求高续航性能和任务多样化,故应满足高效巡航、短距起降、抗变形等多性能要求。在原始飞机单段翼型的基础上,通过控制点加分段可控二次曲线方法并结合优化算法开展两段翼型的设计优化;利用新设计的两段翼型完成对无人机机翼内侧段(襟翼段)的改进设计及其结果分析。结果表明:改进后的无人机在续航因子、起飞升力和起飞升阻比方面得到大幅提升;襟翼大角度偏转时,在保持一定升力的同时阻力增加,满足飞机着陆减速要求;此方法可以满足中空长航时无人机巡航和起降多设计点综合设计要求。

摘要：简述了翼型设计的基本方法,针对翼型设计方法的不足,提出了格子-波尔兹曼方法在直升机翼型设计中应用的思路。从基本原理和特性上介绍了格子-波尔兹曼方法,以典型翼型为算例进行了对比分析。经数值模拟表明格子-波尔兹曼方法在翼型计算时具有良好的精度,与传统CFD方法相比,计算过程中并行加速性更为明显,适用于大规模并行计算。其网格处理简单,程序编创简洁,能有效地提高直升机翼型设计效率。

摘要：为考虑超临界翼型设计中代理模型多响应之间的相关性,研究了基于多输出高斯过程回归的代理模型。通过实验数据验证了升力系数、阻力系数及力矩系数之间显著的相关性,建立了超临界翼型设计中的基于多输出高斯过程的多响应代理模型,并与kriging模型、BP和RBF两种人工神经网络模型进行了对比。结果表明,当超临界翼型设计中多输出端口之间存在显著的相关性时,多输出高斯过程相比kriging、BP和RBF能有效显著提高预测精度,并获得更加稳定的预测性能。

摘要：遗传算法作为一种比较成熟的智能算法,因其具有全局搜索能力和并行性得以在翼型气动优化中广范应用。本文在编码方式、种群初始化和遗传算子等方面对标准遗传算法进行了改进。其中,DNA的编码方式增加信息的丰富性;拉丁超立方抽样初始化使种群分布相对均匀;插入、删除、倒位等算子增加种群的多样性,加快收敛;感染算子加速种群摆脱停滞或早熟。计算结果表明:与标准遗传算法相比,改进后的DNA编码遗传算法收敛更快,全局性更好。

摘要：优良的叶片翼型结构对提高风力机的气动性能起着关键的作用.选用两种现有翼型进行组合设计出新翼型.先利用翼型解析式选取出符合要求的两个初始翼型,模拟分析提取出两个翼型的优势上、下表面,上下圆滑连接后合成新翼型.研究发现:新翼型的结构参数更优.通过实验验证了模拟方法的可靠性且发现新翼型构成的风机叶片要比两个初始翼型构成的风力机做功能力强,输出功率更高.在攻角因素下新翼型的升力系数相较可提高到10%以上;阻力系数降低且波动较小;获得最大升阻比时在所分析的翼型中攻角最小,叶片旋转启动时间变快.不同来流风速下升力系数可达0.9以上;阻力系数最小可减少摩擦和沿程气流回旋;升阻比相较之下可提高到20%、30%以上.自身静平衡性也更加稳定.

摘要：中国科学院工程热物理研究所成功开发出4种新的大厚度钝尾缘翼型。该研究所此前研发了4种相对厚度为45％～60％的大厚度翼型，但这些大厚度翼型的尾缘厚度较小，且采用XFOIL设计，无法准确预测出大攻角情况下叶片的性能。

摘要：针对某型通用飞机设计状态,基于自由变形(FFD)技术参数化方法以及NSGA-Ⅱ多目标优化算法进行了高升力层流翼型的优化设计。优化以GAW-1翼型为基础出发,考虑前后梁对厚度的要求,对偏重巡航、爬升特性设计了所需的高升力层流翼型,并对进一步考虑失速特性的翼型优化设计进行了分析。设计过程考虑自然转捩工况,使用Menter k-ω SST两方程湍流模型和γ-Re_(θt)转捩模型对设计进行评估,并对先优化后缩比厚度和直接按照目标厚度优化的翼型气动特性进行对比。设计结果表明,优化的翼型满足层流设计要求,在优化系列厚度翼型时使用优化好的翼型作为基础翼型,可以提升优化的效率,所提出的方法可为通用航空飞机高升力层流翼型设计提供参考。

摘要：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。