翼型设计

摘要： 仿生扑翼飞行器的设计灵感来源于自然界中的鸟类、昆虫和蝙蝠的飞行模式,通过机翼的主动运动来产生飞行所需要的升力和推力.仿生扑翼飞行器具有隐蔽性好、机动性强等优点,成为近年来国内外飞行器研究的重点.但是仿生扑翼飞行器研究涉及到低雷诺数、非定常空气动力学等问题,与常规固定翼飞行器有很大的不同.仿生扑翼飞行器的研究方法一般分三种:气动计算、风洞实验和外场试飞.气动计算方面,非定常气动设计优化理论与方法目前仍存在不足;外场试飞的方法无法精确测量出飞行器复杂的气动力,难以对飞行器进行定量分析研究;风洞实验由于可以模拟飞行时的真实情况,获得的数据较为真实可靠,且可以定量分析研究,成为目前研究仿生扑翼飞行器非常有效的方法.国内外研究人员利用风洞进行了大量针对仿生扑翼飞行器的实验研究.在介绍了风洞组成和分类的基础上,详细阐述了仿鸟和仿昆虫扑翼飞行器风洞实验的研究现状,最后对仿生扑翼飞行器风洞实验未来可能的研究方向给出了建议.

摘要： 传统气动优化设计需要大量CFD分析,而代理优化(SBO)方法能够有效降低CFD分析次数,但该方法并没有改变单次CFD分析时间。提出一种基于本征正交分解—反向传播神经网络(POD-BPNN)模型的热启动策略,并应用于气动代理优化。使用POD-BPNN模型对SBO中的初始样本建立从几何设计变量到流场数据的预测模型;在SBO迭代过程中,使用该模型预测新样本的流场,并将其作为CFD分析的初场,进行热启动计算,获得新样本的数据;添加新样本数据到POD-BPNN建模样本并更新模型,直到优化结束,通过案例对该策略进行对比验证。结果表明:在跨声速翼型减阻优化设计中,基于POD-BPNN的热启动策略使得单次CFD计算时间降低68%,SBO的效率整体提升37%。

摘要： 可逆翼型是叶轮机械实现正反向可靠运行的主要途径,已经成为可逆式叶轮机械领域的重要研究课题之一。结合近年来有关可逆翼型的研究报道,详细综述了国内外可逆翼型设计技术及其在叶轮机械领域应用的研究进展。首先,介绍了可逆翼型在通风领域、水力机械领域和航空领域的应用,并指出目前基于可逆翼型设计的可逆式叶轮机械性能相对于常规单向叶轮机械还有较大差距,制约着可逆式叶轮机械的进一步推广应用。然后,分析了可逆翼型的设计方法,无论是S型可逆翼型还是完全对称翼型,其设计方法基本是一致的,主要有单独设计S型中弧线并叠加厚度分布、利用现有翼型对称或非对称拼接等。其次,详细介绍了不同的翼型参数化方法,并对其优缺点进行了总结分析,指出翼型参数化方法是翼型设计与分析的基础,合理选择参数化方法有助于设计出高性能的翼型。最后,对可逆翼型设计及应用技术在今后的发展方向进行了展望。

摘要： 歼10作为中国自行设计的第一种三代战斗机,有着很任的时代特征,虽然最初也考虑到了其多任务作战能力,但受到结构和翼型设计的限制,其外挂条件并不是特别理想。虽然其挂架数量达到了11个,但也只有机翼下的6个桂架具备挂栽导弹的能力,而在正常桂我3个副油箱的情况下,其一般就只桂载2中2近共4枚空空导弹。这在现代空中作战条件下,对空火力是严重不足的,这个问題直到最新的歼10C的出现也没有得到根本的改观。

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： HRADesign系统作为通用旋翼翼型气动设计和评估系统,研制目的主要是为工业设计环境提供通用、高效、鲁棒的优化设计架构,应用于各类旋翼翼型族的设计,提高旋翼翼型设计的效率和精度,以满足先进直升机对高性能旋翼翼型的迫切需求.旋翼翼型设计技术是直升机旋翼设计的核心技术,旋翼翼型的优化设计具有多点、多目标、强约束的特点.HRADesign系统针对旋翼翼型设计的特点,发展了多目标进化算法、PCA多目标降维技术、Kriging代理模型、基于CST方法的翼型参数化技术以及高精度CFD等优化设计技术,构建了基于进化算法的多目标优化流程.通过详细介绍平台的系统架构、主要的功能模块以及多目标优化流程,展现了系统架构设计的灵活性和功能模块的完备性.通过ADODG基准测试算例、某厚度旋翼翼型常规多目标优化算例和考虑多目标降维的优化算例进行了系统功能验证,优化结果表明,在满足约束的条件下,优化后的旋翼翼型和基准翼型相比,综合性能都有明显改善,验证了优化设计系统的有效性、可靠性.

摘要： 空天飞行器飞行空域大,速域宽,经历亚/跨/超/高超声速飞行,气动特性变化大,传统翼型难以同时满足低速、高速时的设计要求,给机翼/翼型设计提出了新的挑战.本文围绕飞行环境特点,分析了低速高升力与高速高升阻比、升重匹配、结构热防护等设计要求,提出了空天飞行器对机翼/翼型设计的新需求.基于一种新的宽速域翼型,采用数值模拟方法,开展三维流动下翼型与机翼平面形状的一体化优化设计,获得了一种翼型沿展向变化的新机翼,相对优化前,低速时机翼产生的升力效率提高了36.3％,超声速和高超声速升重平衡升阻比分别提高了33.4％和12.9％,新机翼能更好地兼顾低速、跨声速、超声速和高超声速气动性能的要求.将新机翼应用于典型空天飞行器,再通过全机气动外形优化设计,进一步提高了宽速域飞行时升重平衡下的使用升阻比,高亚声速时提高了5.9％,超声速时提高了10.3％,高超声速时提高了0.7％,解决了低速飞行时高升力与高速飞行时高升阻比的需求矛盾,并获得了一种满足宽速域总体设计要求的空天飞行器气动布局.研究成果具有一定工程指导意义.

摘要： 为了提升风电叶片气动效率,提出了一种基于Bezier曲线和弯度函数的翼型优化设计方法.以翼型弯度函数的Bezier拟合曲线控制点作为优化设计变量,采用遗传算法对翼型进行优化设计求解.将NACA3320翼型作为初始翼型优化得到新的翼型,并利用Xfoil程序对翼型气动特性进行对比分析.结果表明:在5°～10°攻角范围内,优化翼型的气动性能比原始翼型有显著提升,特别是在攻角6°的条件下,优化翼型的升力系数提高了63.9％,升阻比提高了29.8％.该设计方法能够减少优化设计变量并提升翼型优化设计速度.

摘要： 高超声速宽速域飞行器需要从地面零速滑跑起飞,经历亚声速起飞、跨声速/超声速爬升,直至高超声速巡航等多个飞行阶段,因此,除了需要保证高超声速性能以外,还必须兼顾满足工程需求的亚、跨和超声速气动特性.首先,本文提出了一种基于代理模型的高效多目标优化新算法,结合新算法和RANS方程求解器、几何参数化、网格自动生成等技术发展了一套宽速域翼型多目标优化设计方法.然后,进行了兼顾跨声速与高超声速气动性能的翼型多目标气动优化设计,优化获得了包含58个翼型的Pareto最优化解集.本文分析了Pareto前沿上的优化翼型,对宽速域翼型协调跨声速与高超声速气动性能的机理进行了总结.

摘要： 多目标的粒子群算法(MOPSO)在各个领域的优化设计中得到了广泛应用及改进,但是目前仍然存在着在进化后期容易陷入局部最优导致收敛精度低、解的多样性差等问题.引入α-stable分布理论,发展建立了一种新的基于α-stable动态变异的多目标粒子群优化算法(ASMOPSO).通过α-stable分布生成随机数对PSO算法的种群进行变异操作,增加种群的多样性,在算法中动态调整稳定性系数α实现变异范围和幅度的变化,从而使得改进的ASMOPSO算法具有兼顾计算精度和全局寻优的能力.使用ZDT系列无约束函数和带约束的Tanaka及Srinivas函数对改进前后的算法进行了测试,结果显示出了ASMOPSO算法的快速全局寻优性能.将改进后的算法应用到RAE2822跨音速翼型的减阻和力矩绝对值不增大的综合优化中,得到了较好的多目标气动优化结果.

摘要： 本文首先介绍了风力发电机技术，提出了设计解决方案：气动和结构优化+在限制规则卜进行多功能优化=提高叶片设计质量，更好的适应不同的项口需求。翼型解决方案：可靠灵活的翼型设计工具，多个翼型家族设计经验(大型风机，根部，VAWT)，可即时应用的改良版CA翼型家族系列。分段叶片解决方案：新的GL-2010认证模块化连接，已通过全面测试和验证的设计，与叶片设计和制造无缝对接，符合不同的叶片架构和长度需求，每个梁帽宽度可支撑更大负载。

摘要： 本文首先通过应用Profili软件对CLARK-Y翼型进行修形设计,得到了一种新的翼型CLARK-Y-Mod,该翼型的升阻比相对于CLARK-Y有了十分明显的提高,并且高升阻比的范围也更宽;其次用FORTRAN语言实现了应用孤立翼型设计法对轴流式通风机的设计过程,再分别将翼型CLARK-Y与CLARK-Y-Mod应用到轴流式通风机的设计中,利用所编的FORTRAN程序,设计出两款风机的叶轮,并对设计结果进行了简要的对比分析.

摘要： 随着高空飞行器、临近空间浮空器的发展,高空螺旋桨的设计逐渐受到重视.本文介绍了高空螺旋桨的设计方法,针对高空大气环境的特点总结了高空螺旋桨的翼型设计要点,并叙述了高空螺旋桨的性能分析理论和试验测试方法.文中用到的公式以及经验曲线,简单实用,能够为高空螺旋桨的选型、性能估算提供参考依据.文中还统计了一些高空无人飞行器的飞行性能以及推进系统的参数.

摘要： 本文对高空长航时无人机高升阻比翼型进行了翼型优化设计研究.优化算法方面,本文选择了收敛较快的二阶振荡粒子群算法;翼型表示方面,本文使用解析函数线性叠加法表示翼型,选取了HicksHenne型函数;网格生成方面,求解椭圆型偏微分方程,采用Hilgenstock2D2方法生成翼型的高质量C型结构网格.在此基础上,本文进行了一种超临界翼型的优化设计,并对比了优化设计前后翼型的气动特性.结果表明,优化后翼型的压力分布更为合理,前缘处的激波得到优化,从而提高了翼型的升阻比,此设计方法是实用的.

摘要： 高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚、跨、超声速特性.本文对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析,总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则,然后采用RANS方程流动求解器,结合基于kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先,以NACA64A-204翼型为基准翼型,采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究,得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后,以优化得到的新翼型为原始翼型,开展多目标优化设计,获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.研究表明,本文先采用线性加权法开展多目标优化设计得到一种优化翼型,然后以优化翼型为基准翼型进行Pareto解集优化设计的策略,可以更快的得到翼型多目标优化设计的Pareto前沿.

摘要： 高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚、跨、超声速特性.本文对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析,总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则,然后采用RANS方程流动求解器,结合基于kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先,以NACA64A-204翼型为基准翼型,采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究,得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后,以优化得到的新翼型为原始翼型,开展多目标优化设计,获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.研究表明,本文先采用线性加权法开展多目标优化设计得到一种优化翼型,然后以优化翼型为基准翼型进行Pareto解集优化设计的策略,可以更快的得到翼型多目标优化设计的Pareto前沿.

摘要： 高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚、跨、超声速特性.本文对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析,总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则,然后采用RANS方程流动求解器,结合基于kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先,以NACA64A-204翼型为基准翼型,采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究,得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后,以优化得到的新翼型为原始翼型,开展多目标优化设计,获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.研究表明,本文先采用线性加权法开展多目标优化设计得到一种优化翼型,然后以优化翼型为基准翼型进行Pareto解集优化设计的策略,可以更快的得到翼型多目标优化设计的Pareto前沿.

摘要： 高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚、跨、超声速特性.本文对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析,总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则,然后采用RANS方程流动求解器,结合基于kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先,以NACA64A-204翼型为基准翼型,采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究,得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后,以优化得到的新翼型为原始翼型,开展多目标优化设计,获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.研究表明,本文先采用线性加权法开展多目标优化设计得到一种优化翼型,然后以优化翼型为基准翼型进行Pareto解集优化设计的策略,可以更快的得到翼型多目标优化设计的Pareto前沿.

摘要： 本文采用一种基于多输出高斯过程(MOGP)回归模型与遗传算法相结合的翼型优化方法,以某飞翼布局无人机的翼型为研究对象进行了兼顾气动与隐身性能的综合优化设计.在基准翼型的基础上采用Hicks-Henne函数产生翼型扰动,使用CST参数化方法对翼型外形进行参数化表示;基于非结构网格,采用高阶间断有限元方法对二维麦克斯韦方程求解得到翼型的隐身性能参数;采用多目标遗传算法进行寻优设计研究.与初始翼型相比,优化翼型兼顾了气动与隐身的要求,数值结果表明该方法在气动优化设计中是可行的.

摘要： 本文采用一种基于多输出高斯过程(MOGP)回归模型与遗传算法相结合的翼型优化方法,以某飞翼布局无人机的翼型为研究对象进行了兼顾气动与隐身性能的综合优化设计.在基准翼型的基础上采用Hicks-Henne函数产生翼型扰动,使用CST参数化方法对翼型外形进行参数化表示;基于非结构网格,采用高阶间断有限元方法对二维麦克斯韦方程求解得到翼型的隐身性能参数;采用多目标遗传算法进行寻优设计研究.与初始翼型相比,优化翼型兼顾了气动与隐身的要求,数值结果表明该方法在气动优化设计中是可行的.

摘要： 提供一种宽速域高超声速飞行器翼型多目标优化设计方法及折中翼型，属于飞行器技术领域，该方法采用CST方法作为翼型参数化方法对翼型上下表面进行描述；确定设计变量、目标函数和约束条件从而确定优化问题；使用多目标优化算法求解所得优化问题，在前沿上选择所需的翼型；由此种方法得到的折中翼型，可以兼顾亚声速、超声速和高超声速时的升力和阻力特性。翼型外形特征为：前缘半径和厚度较小，最大厚度位置后移至50％处，且翼型近似左右对称，翼型整体相对弦线上移，下表面较为平直，且下表面的前缘和后缘内凹，增大了弯度。本发明得到的宽速域高超声速飞行器翼型在各目标工况其性能都得到了明显提升。

摘要： 本发明公开了一种风力机翼型正设计方法，即先建立翼型型线的泛函集成表征式，再根据该表征式建立优化设计模型，最后根据目标函数选择表征式的不同项数和系数来完成目标翼型的设计；与传统的反设计方法相比，本发明提出的方法更为直接，翼型优化设计过程更为高效、精准；本发明还公开了一种风力机翼型族，其升力系数高，具有较高的升阻比，失速较晚，能提高风力机的输出功率，降低风力发电成本，从而促进风电产业的大力发展，为风力机新型翼型的开发提供了新的思路。

摘要： 本发明提供一种宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型，采用CST参数化方法对翼型上表面进行参数化描述；定义与翼型上表面对称的翼型下表面，并对翼型前缘进行直接倒圆处理，由此得到初始翼型；确定设计变量；设计目标函数；设计变量约束条件；采用优化算法对翼型进行优化设计。具有此种设计方法得到的翼型，能够在跨声速下形成大范围的下表面高压区，提高跨声速时的升力，并兼顾亚声速和高超声速下的升力特性。翼型在跨声速状态下的升力线斜率明显高于常规高超声速舵面翼型，而在亚声速和高超声速状态下升力线斜率与常规翼型相当，可满足空天飞行器在不同速域下对舵面效率的要求。

摘要： 本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，其中方法包括：获取机翼参考模型的第一翼型参数，该第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度、第一翼型最大相对厚度的相对位置、第一翼型最大相对弯度；第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径；根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，该设计需求参数包括：飞行速度、升力系数、雷诺数；约束条件包括：最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的翼型厚度阈值；根据机翼参考模型的第一翼型参数以及翼型设计的约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定满足设计需求参数且在约束条件的各个阈值范围内的第二翼型参数，根据第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。

摘要： 翼型集成与B样条结合的中等厚度翼型设计方法，1）翼型型线由翼型集成公式和B样条曲线公式表达；2）设计变量；3）设计目标函数；4）设计约束条件；5）通过计算机采用智能算法对翼型进行优化设计。本发明可以更有效地控制翼型型线，尤其是翼型尾缘部分，有利于翼型气动性能的提高；设计出来的翼型具有更高的升力系数，从而可以降低叶片的弦长，减少叶片表面所受的载荷；具有更高的升阻比，从而可以提高风轮功率，并且粗糙度敏感性较低。

摘要： 本发明提供了一种基于尖尾缘翼型设计的后加载钝尾缘翼型，其在保持尖尾缘翼型的前缘（1）、吸力面（2）和前部压力面（3）形状不变的前提下，将钝尾缘厚度与尖尾缘翼型的最大厚度建立对应关系；同时将最大厚度以后的弯度曲线（7）作为变量，采用尾缘集中加载的曲线梁小挠度理论来控制弯度曲线的变形率，再结合曲线连续光顺和钝尾缘厚度等初始条件，通过数学方法解得新翼型的弯度分布函数，进而得到新的钝尾缘翼型几何外形。本发明翼型尽可能多的保留了原翼型的几何特征，还适当改善了翼型尾缘的后加载特性，提高了翼型的气动性能；其基于理论分析和数学方法，具有性能可靠、通用性强、易于实现的特点。

摘要： 本发明公开了一种基于翼型集成和混合式尾缘改型的风力机叶尖翼型设计方法，用于对通过泛函变换方法所生成的风力机专用翼型进行尾缘改型，从而全面有效的控制翼型形状，在此基础上，建立了基于改进的NSGAII遗传算法，面向大型风力机叶尖翼型各项性能指标的多目标设计模型，设计出了相对厚度为15％的CQUTIP-0015大型风力机叶尖专用翼型，该翼型的形状符合混合式尾缘改型方法的特点，并具有较大的最大升力系数，最大升阻比，失速性能平稳，粗糙度敏感性低等特点，综合气动性能出色，完全符合叶尖翼型的要求，通过与NACA-0015和NACA-63-215两种翼型的气动性能比较，很好的验证了该优化结果的优越性和该设计方法的可行性。

摘要： 本发明提供一种宽速域大升力线斜率对称翼型设计方法及翼型，采用CST参数化方法对翼型上表面进行参数化描述；定义与翼型上表面对称的翼型下表面，并对翼型前缘进行直接倒圆处理，由此得到初始翼型；确定设计变量；设计目标函数；设计变量约束条件；采用优化算法对翼型进行优化设计。具有此种设计方法得到的翼型，能够在跨声速下形成大范围的下表面高压区，提高跨声速时的升力，并兼顾亚声速和高超声速下的升力特性。翼型在跨声速状态下的升力线斜率明显高于常规高超声速舵面翼型，而在亚声速和高超声速状态下升力线斜率与常规翼型相当，可满足空天飞行器在不同速域下对舵面效率的要求。

摘要： 本发明提供一种太阳能飞机翼型设计方法及太阳能飞机翼型，其中方法包括：获取机翼参考模型的第一翼型参数，该第一翼型参数包括：第一翼型最大相对厚度、第一翼型最大相对厚度的相对位置、第一翼型最大相对弯度；第一翼型最大相对弯度的相对位置、第一翼型头部半径；根据设计需求参数确定翼型设计的约束条件，该设计需求参数包括：飞行速度、升力系数、雷诺数；约束条件包括：最大相对厚度阈值、距离翼型前缘20％～60％弦长范围内的翼型厚度阈值；根据机翼参考模型的第一翼型参数以及翼型设计的约束条件，采用遗传算法和/或数值仿真，确定满足设计需求参数且在约束条件的各个阈值范围内的第二翼型参数，根据第二翼型参数确定太阳能飞机翼型。

摘要： 翼型集成与B样条结合的中等厚度翼型设计方法，1）翼型型线由翼型集成公式和B样条曲线公式表达；2）设计变量；3）设计目标函数；4）设计约束条件；5）通过计算机采用智能算法对翼型进行优化设计。本发明可以更有效的控制翼型型线，尤其是翼型尾缘部分，有利于翼型气动性能的提高；设计出来的翼型具有更高的升力系数，从而可以降低叶片的弦长，减少叶片表面所受的载荷；具有更高的升阻比，从而可以提高风轮功率，并且粗糙度敏感性较低。