基于混沌多项式方法的层流超临界翼型稳健设计研究

开展层流超临界翼型稳健设计研究。针对传统的基于蒙特卡洛不确定分析方法的稳健设计系统计算量巨大、效率低下等问题,引入了混沌多项式方法,建立了新型稳健设计系统。采用RAE2822翼型稳健设计验证了设计系统的可靠性、高效性。结果表明,混沌多项式方法在保证设计精度的基础上设计效率提高了10倍左右。采用该系统进行了层流超临界翼型稳健设计研究,设计的结果表明:对于层流超临界翼型设计需要兼顾层流区长度、阻力发散特性;基于多目标稳健设计方法可以权衡设计点特性和阻力的波动特性;设计后翼型与原始翼型相比,设计点阻力减小了10cunts,阻力发散马赫数提高了0.01,在整个马赫数范围内维持了低的阻力特性。     

拼接网格技术在复杂流场数值模拟中的应用研究

采用分区拼接网格技术,对 DLR-F6 机翼/机身胜架/短舱复杂组合体进行拼接网格分布.并采用 Menter SST 湍流模型,通过求解 Navier-Stokes 方程,对该组合体外流场以及发动机短舱内流场进行了一体化数值模拟,与相应风洞实验数据及分区搭接网格计算结果进行了比较与分析,验证了拼接网格技术的高效性与可靠性.同时通过分析对比不同插值方法的计算结果,研究了插值方法对拼接精度的影响;通过分析对比几组不同的拼接网格算例,总结出了 3 个拼接网格的基本实施准则.证明了拼接网格能够大幅度减小计算网格数目,可以更加灵活地分布网格节点,这样既可以缩短计算时间,又可以降低对内存的需求,提高了计算效率;同时无论整体的力系数,还是局部的压力分布流场细节都能够满足工程精度.     

基于分区拼接网格技术高升力装置流场数值模拟

针对高升力装置构型模型结构复杂、流场变化剧烈等特点,本文采用分区拼接网格的思想分别按照流场和结构拓扑特点对高升力装置进行了网格分区。在分区的基础上逐块生成网格,减小了增升装置网格的生成难度,提高了网格质量,减少了网格数目。首先,研究了高升力装置的分区策略及流场特点;接着以MD30P-30N多段翼型为研究算例研究了网格比例和插值方法对计算结果的影响。经过分析对比可知:外部区域与近壁区域之间的比例不宜小于1:5;内部域网格比例不宜超过1:1.8,最好保持在1:1左右;计算中应该采用高阶精度插值以保证计算精度。采用某四段翼型进行了验证;最后采用NASA标准高升力装置进行了三维高升力装置流场数值模拟并与相应风洞实验数据及对接网格计算结果进行了比较与分析,验证了拼接网格技术的高效性与可靠性。同时分析研究了绕三维增升装置的流动及其周围复杂的粘性流动现象。     

基于PCE方法的翼型不确定性分析及稳健设计

由于能够获得一个既经济又对参数变化不敏感的设计结果,稳健型设计在工程设计中备受关注. 不确定性分析是稳健型设计的关键. 因此研究了基于混沌多项式的不确定性分析方法,并将其与CFD 方法结合,对计算空气动力学设计中的不确定性影响进行了量化分析. 首先以RAE2822 翼型为算例,对其跨音速马赫数不确定影响进行了分析,研究了多项式阶次对计算的影响,分析了平均流场和方差. 接着结合超临界翼型的马赫数稳健型设计验证了混沌多项式方法在稳健型设计中的有效性. 优化结果表明,稳健型优化后的翼型阻力系数明显降低,同时对于马赫数的敏感性显著减小. 通过分析表明混沌多项式方法能够大幅提高稳健型优化设计效率,能很好地应用于气动稳定性设计.      

Robust design of natural laminar flow supercritical airfoil by multi-objective evolution method

A transonic, high Reynolds number natural laminar flow airfoil is designed and studied. The γ-θ transition model is combined with the shear stress transport(SST)k-w turbulence model to predict the transition region for a laminar-turbulent boundary layer. The non-uniform free-form deformation(NFFD) method based on the non-uniform rational B-spline(NURBS) basis function is introduced to the airfoil parameterization.The non-dominated sorting genetic algorithm-II(NSGA-II) is used as the search algorithm, and the surrogate model based on the Kriging models is introduced to improve the efficiency of the optimization system. The optimization system is set up based on the above technologies, and the robust design about the uncertainty of the Mach number is carried out for NASA0412 airfoil. The optimized airfoil is analyzed and compared with the original airfoil. The results show that natural laminar flow can be achieved on a supercritical airfoil to improve the aerodynamic characteristic of airfoils.