基於轉捩模型的低雷諾數翼型優化設計研究

       以微小型無人機翼型研究為背景,開展了低雷諾數翼型的氣動特性及優化設計研究。首先采用求解雷諾平均 N?S 方程的有限體積法,對典型低雷諾數下 NACA0012翼型標模進行數值模擬,對比分析了 SA、SST k?ω湍流模型、低雷諾數修正 SST k?ω模型以及 k?kL?ω轉捩模型適用性和準確性。然後通過對低雷諾數下 NACA0012翼型表麵流場結構和流動特征的詳細分析,提出了基於控製流動轉捩位置改善翼型上邊界層形態的低雷諾數翼型設計思想。最終基於轉捩模型對 SD7037翼型進行了多目標優化設計,設計結果表明優化後翼型氣動性能得到了較大改善,最大升阻比可以提高約58.23%,在0°迎角下翼型上表麵層流區域麵積增大約26.8%,在4°迎角下翼型上表麵流動轉捩位置前移約0.15倍弦長,下遊流動亦由優化前完全分離狀態改變為實現流動再附,進一步驗證了低雷諾數翼型設計思路的可靠性與可行性。

       國產動力約束及隱身設計要求,針對飛翼布局無人機雙發動機布局進行了保形S彎進氣道設計,為進一步提高進氣道性能,開展了進氣道優化設計研究.首先利用CFD(計算流體動力學)方法對保形進氣道風洞模型進行驗證,然後結合參數化建模和網格自動生成技術進行CFD數值模擬,最後利用RBF(radial basis function neural network)代理模型及多島遺傳算法開展進氣道優化設計.結果表明:①優化後進氣道性能有所改善,尤其表現在4°迎角之後性能明顯提升,Ma=0.6下4°迎角時總壓恢複係數提高了5.469,畸變指數降低了38.7%;②優化後進氣道截麵積分布相比初始構型在前段更緩和而後段略微升高,中心線則在前1/3段與初始構型基本一致,之後曲率變化更加平緩;③保形進氣道在出口截麵具有較強的二次流,側滑角對於此類進氣道在小迎角下影響較小而大迎角時影響較大,設計時應關注大迎角時側滑特性。

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