超臨界翼型氣動(dòng)優(yōu)化及機(jī)翼氣動(dòng)分析.pdf

1、翼型設(shè)計(jì)是機(jī)翼設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，優(yōu)秀的翼型能夠提高飛機(jī)的氣動(dòng)效率、安全性、舒適性及環(huán)保性。使用控制參數(shù)具有明確幾何意義的CST參數(shù)化方法對翼型進(jìn)行表達(dá)。調(diào)節(jié)控制參數(shù)對初始翼型NSC(2)-0714進(jìn)行修形，使翼型壓力分布接近設(shè)計(jì)要求。超臨界翼型優(yōu)化過程中對其壓力分布進(jìn)行約束，同時(shí)將超臨界翼型設(shè)計(jì)準(zhǔn)則融入約束條件及目標(biāo)函數(shù)中，以引導(dǎo)優(yōu)化方向，保證優(yōu)化結(jié)果具有超臨界翼型特性。將修形后的翼型加入初始種群，采用多目標(biāo)遺傳算法NSGAⅡ?qū)σ硇头謨山M進(jìn)行

2、優(yōu)化：第一組不考慮音速平頂設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，進(jìn)行單點(diǎn)優(yōu)化；第二組考慮音速平頂設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，進(jìn)行兩點(diǎn)優(yōu)化。研究結(jié)果顯示：進(jìn)行單點(diǎn)優(yōu)化時(shí)，設(shè)計(jì)點(diǎn)可以獲得很好的阻力特性，其阻力系數(shù)降低6.4％，但其代價(jià)是犧牲設(shè)計(jì)點(diǎn)附近的阻力特性，獲得的翼型阻力蠕增大；進(jìn)行兩點(diǎn)優(yōu)化時(shí)，設(shè)計(jì)點(diǎn)阻力系數(shù)降低5.2%，且設(shè)計(jì)點(diǎn)附近也具有良好的阻力特性，獲得的翼型阻力蠕增小。翼身組合體的阻力預(yù)測是客機(jī)氣動(dòng)分析的典型任務(wù)，準(zhǔn)確的阻力預(yù)測有助于設(shè)計(jì)出氣動(dòng)特性良好的客機(jī)。
　　本

3、文分別對DLR-F4翼身組合體、DLR-F6翼身組合體及DLR-F6機(jī)翼/機(jī)身/吊掛/短艙組合體三種模型進(jìn)行了氣動(dòng)分析。阻力預(yù)測結(jié)果與實(shí)驗(yàn)及其它文獻(xiàn)對比發(fā)現(xiàn)，本文的阻力預(yù)測精度取得了目前大部分 CFD代碼所能達(dá)到的精度。機(jī)翼和短艙表面的壓力分布與實(shí)驗(yàn)吻合良好。在DLR-F4翼身組合模型上劃分粗、中、細(xì)三套網(wǎng)格，在該網(wǎng)格上完成了網(wǎng)格收斂性分析。分別使用S-A及 SST湍流模型，均獲得良好的網(wǎng)格收斂性結(jié)果，其中，SST湍流模型阻力預(yù)測值與實(shí)