基于遗传算法和分布式计算的翼型优化设计研究

将优化方法中的遗传算法与高精度的CFD分析方法相结合，并将其引入到气动优化设计中。为了提高采用遗传算法的气动优化设计的效率，探讨了将分布式计算与遗传算法相结合，形成了基于遗传算法和分布式计算的气动优化设计方法，并应用该方法进行了翼型的气动优化设计。设计实践表明，该方法是可行的，且由于采用了混合遗传算法和分布式计算而提高了优化的质量和效率。风洞试验的结果也验证了CFD计算与优化设计方法的可靠性。     

基于遗传算法的微型飞行器翼型优化设计

采用遗传算法对微型飞行器翼型进行优化设计,在优化过程中翼型由解析函数线性叠加法表示,通过计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)软件Fluent对设计的翼型进行了升力系数和阻力系数的气动计算,然后应用遗传算法,以最大升阻比为目标,得到了一组优化的翼型外形参数,并用Isight软件集成实现了计算过程的自动化.     

基于响应面和遗传算法的翼型优化设计方法研究

文章针对气动优化设计中高效率和高精度的矛盾,综合响应面方法和遗传算法的优点和不足,采用多项式响应面模型代替原始遗传算法中计算量庞大的目标特性分析模型,建立了多项式响应面模型和遗传算法相结合的翼型优化设计方法,在采用N-S方程进行气动求解达到较高的精度情况下,求解次数显著减少,优化效率大大提高。研究了设计变量对优化设计效率的影响,文中方法在较少设计变量、较少N-S方程求解次数情况下,即可得到满意的优化设计结果。设计区间对响应面模型精度的影响显著,合适的设计区间既可保证模型精度,减少响应面预测结果和CFD计算结果的偏差,又可获得最佳优化结果。文中方法适用于翼型的单设计点和多设计点优化设计问题,具有原理简单、适应面宽、快速易行,且精度高等特点,可广泛应用于工程设计问题中。     

基于代理模型的旋翼翼型动态失速优化设计

利用代理模型方法取代计算流体动力学（CFD）方法,开展旋翼翼型的动态失速特性优化设计. 建立基于动网格技术的旋翼翼型非定常气动特性求解方法,获得旋翼翼型在不同外形下的升阻力和力矩气动特性参数. 利用类型转换（CST）翼型参数化方法,对初始翼型进行拟合重构;选取12个设计参数,利用基于自然启发的全局优化差分进化算法,优化目标是降低旋翼翼型的力矩和阻力特性,主要限制条件是保证升力特性不降低和翼型厚度增幅不明显. 将本文的优化设计结果与基于伴随方法和CFD方法的优化结果进行对比. 结果表明,基于Kriging模型的动态失速特性优化方法与伴随方法相比,在二维翼型优化设计上具有更好的寻优性能,优化翼型气动特性的表现更好;该方法与CFD方法相比,在利用全局优化算法的优势下,减少了过早陷入局部最优点的可能性,对比优化结果表明,在力矩和阻力特性相差无几的情况下,升力特性的表现更优.     

大型变截面翼型叶片与气动性能优化分析

基于叶素．动量理论,以输出功率系数为优化目标、叶片的弦长、扭角和相对厚度为设计变量,建立叶片优化设计的数学模型。综合考虑轮毂和叶尖气动损失,对各变截面翼型的弦长和扭角进行了计算和修正。利用Matlab优化工具箱,对大型变截面翼型叶片进行优化的气动性能理论计算。以1．5Mw风力机叶片为例,比较了变截面翼型叶片和单一翼型叶片气动性能的计算结果,变截面翼型叶片的气动性能优于单一叶片的气动性能,为风力机叶片外形设计提供参考。     

基于Pareto遗传算法的机翼多目标优化设计研究

文章将多目标优化方法中的Pareto遗传算法与能准确描述翼型无粘性流动的Euler方程以及旋翼气动分析模型结合起来,以旋翼悬停效率和固定翼的升阻比作为优化设计的目标对需同时满足旋翼和固定翼两种使用要求的机翼进行了多目标优化设计。设计结果表明通过优化设计的机翼在气动性能上得到了提高,达到了优化设计的目的,文中发展的机翼优化设计方法是可行的。     

低马赫数通用飞机翼型压力分布设计特点研究

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。     

一种代理遗传算法及其在气动优化设计中的应用

遗传算法具有良好的鲁棒性和全局优化等优点,但是需要进行大量目标特性的计算,因此计算量很大.针对这一问题,利用代理模型计算量小的优点,将代理模型引入到遗传算法中,建立了一种高效的代理遗传算法.在该算法中,以遗传算法为整体框架,在优化搜索中部分使用代理模型进行目标特性分析,大大减少了计算量.为防止代理模型不精确带来的影响,在优化过程中通过引入EI方法,较好地解决了算法中校正个体的选择问题.为了验证方法的有效性,使用该算法进行了翼型的气动外形优化设计,升阻比提高了40%.与基本遗传算法相比,该算法的优化结果与之相当,但计算时间减少了约75%.结果表明该算法对遗传算法的改进是有效的,适合进行气动外形优化设计.     

一种风力机风轮设计和优化方法研究

为保证风力机具有最大的风能利用系数,本文主要对水平轴风力机风轮的设计和优化方法进行了研究.通过对叶片翼型的弦长和扭角的优化计算,可以得出叶片的几何参数,包括叶片数、叶片各断面的翼型选择以及叶片根部的安装位置等.根据提出的优化设计方法编制了相关软件,给出的算例说明了采用不同单一翼型设计的风轮在相应设计叶尖速比下的风能利用系数和轴向力系数的变化规律.     

提高基于Adjoint方法翼型优化设计鲁棒性的研究

通过引入线搜索方法,提高了基于Adjoint方法翼型优化设计的鲁棒性。针对给定的目标函数,推导了贴体坐标系下相应的Adjoint方程与边界条件的具体表达形式,以及梯度表达式。通过数值求解流动控制方程和Adjoint方程,得到目标函数对设计变量的梯度,并采用线搜索方法获得最优步长,由此提高了优化算法的鲁棒性。算例表明,线搜索方法可以自动寻找最优的步长,有效解决了传统的取常数步长优化步长选取受到限制,优化结果受步长影响的问题,使得优化方法对步长的依赖性变小,提高了基于Adjoint方法翼型优化设计的鲁棒性。     

采用粒子群算法的水平轴潮流能水轮机翼型多目标优化

为了提高水平轴潮流能水轮机叶片翼型空化性能,提出一种基于粒子群算法（PSO）的翼型性能多目标优化方法,主要针对较大攻角下翼型表面压力系数最小值;同时为保证翼型水动力性能,以翼型压力系数最小值及升力系数等建立多目标优化函数.通过程序调用XFoil对优化翼型水动力性能进行过程分析,替代计算流体动力学（CFD）分析,节省优化时间.采用此方法对NACA63-815翼型进行优化并采用CFD方法重点研究2个攻角工况下优化翼型与原翼型在3个空化数（1.0、1.5和2.0）下的空泡分布对比.结果表明,优化翼型在6.8°和10.8°攻角下压力系数最小值分别提升了17.0%和45.8%,最大升阻比提高了6.0%和61.1%.翼型的空化初生及全空化性能均得到明显提升,水动力性能也得到了提升,验证了此优化方法的可行性.     

基于Fluent的亚音速翼型气动特性数值研究

根据Spalart-Allmaras模型建立了NACA0006翼型二维湍流流动模型,并对模型近壁面进行了网格加密处理.利用Fluent软件模拟了NACA0006翼型的二维湍流流动,得到在不同攻角及马赫数下升力系数和阻力系数的变化特性.研究结果表明,在所选攻角范围内,随着攻角的增大,升力系数和阻力系数均逐渐增大;在跨音速区,由于激波的产生,升力系数急剧下降.Fluent为研究翼型气动特性提供了重要参考和依据.     

风力机翼型转捩与失速特性的数值计算

针对三种NREL S系列风力机专用翼型,分别采用Xfoil和Fluent软件对流动转捩和失速特性进行了数值研究,得到了翼型升力系数与阻力系数随攻角变化关系,并将其与实验数据进行了比较。结果表明:数值计算结果与风洞实验数据吻合很好,表明数值计算在翼型二维气动性能计算方面有较高可信度。对于相对厚度大于0.15的翼型,在中低雷诺数下,通常会发生后缘分离,达到失速角时,升力系数缓慢减小。     

家燕翅展翼型的气动特性

对家燕滑翔时的后掠形姿态翅翼和完全展开形姿态翅翼进行了三维重构,获取了每种形态下4条不同展弦比的翼型。利用FULENT里的S-A模型对获取的翼型进行了气动特性模拟分析。结果表明:两种姿态下的翅翼最大升阻比攻角范围均在3°～5°,展弦比在35%处的翼型具有最优的气动特性。分析指出:后掠形姿态翅翼展弦比在35%处的翼型前缘半径较小,最大厚度位置靠近后缘且翼型线性曲率变化较慢,是产生较优气动特性的原因。     

基于复合形方法的翼型优化设计研究

将流场分析程序和复合形优化方法耦合起来，发展了一种工程实用的翼型优化设计方法，用以提高翼型在多个设计点、在多种约束条件下的气动性能。通过求解N-S方程得到升力、阻力、力矩系数等气动参数，并以这些参数的适当组合构成目标函数，利用复合形优化方法对形成的目标函数进行最优化。算例表明，文中给出的翼型优化设计方法设计质量高，计算结果稳定，在工程上有较大的应用价值。     

涡流发生器对不同弦长风力机翼型气动性能的影响

加装涡流发生器有助于大型风力机叶片根部厚翼型表面边界层气流分离的控制。以DU97-W2-300三维翼型为研究对象, 采用转捩模型对安装相同尺寸的涡流发生器, 弦长分别为0.6、1和1.5 m的翼型进行数值计算, 分析涡流发生器控制流动分离的机制。结果表明:转捩模型计算结果与试验结果吻合良好; 对于3种不同弦长的翼型, 在攻角0°~14°范围内, 计算得到的升力系数基本相同; 当攻角大于14°后, 随翼型弦长增大, 升力系数减小, 翼型尾缘分离区域逐步增大。     

基于交叉簧片式铰链的变弯度机翼机构设计

为了研究机翼弦向连续变弯度的设计问题,提出由柔性后缘机构与刚性连杆驱动机构组成的机翼变弯度设计方案以及建模分析方法. 基于交叉簧片式柔性铰链设计机翼机构构型. 采用链式梁约束建模方法,建立柔性后缘机构的理论力学模型,得到其受力和变形的关系,并利用有限元仿真对理论力学模型进行验证. 在力学模型的基础上,采用NSGA-II多目标遗传算法优化机翼机构的相关尺寸参数,提升机翼的气动特性. 经优化,机翼巡航阶段的升阻比提升1.09%,起降阶段的升力系数提高2.54%. 经实验验证了设计的变弯度机翼机构变弯度的精度和变弯度的范围.     

涡流发生器布局方式对翼型失速流动控制效果影响的实验研究

采用风洞实验的方法开展了涡流发生器布局方式对翼型失速流动控制效果影响的研究.通过对比在干净翼和安装涡流发生器情形下的气动力,重点讨论了涡流发生器布局方式对翼型失速流动控制的影响.结果表明:第一类和第二类布局方式都能够有效抑制翼型失速,提高最大升力系数,其失速特性得到极大改善;第二类布局方式对失速的控制效果略优于第一类,...