【摘要】：層流技術(shù)研究是近年來(lái)備受關(guān)注的研究課題,因?yàn)樵诿裼每蜋C(jī)減阻上具有巨大的應(yīng)用潛力。本文根據(jù)超臨界自然層流翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)的要求,首先將e~N轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法耦合進(jìn)傳統(tǒng)的RANS方程中實(shí)現(xiàn)了轉(zhuǎn)捩發(fā)生位置的自動(dòng)預(yù)測(cè),其次對(duì)比研究了不同的超臨界自然層流翼型參數(shù)化方法的優(yōu)缺點(diǎn),最后采用高效率無(wú)需導(dǎo)數(shù)信息的BOBYQA(Bound Optimization BY Quadratic Approximation)優(yōu)化算法建立了一套有效的超臨界自然層流翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。1)開(kāi)發(fā)了翼型邊界層轉(zhuǎn)捩發(fā)生位置的e~N轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)和繞翼型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格自動(dòng)生成程序,通過(guò)對(duì)多個(gè)經(jīng)典翼型算例進(jìn)行數(shù)值模擬,驗(yàn)證了本文構(gòu)建的數(shù)值方法的可靠性以及e~N轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法的精度,從而為下文氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供可靠、高精度的CFD計(jì)算程序。2)針對(duì)CST、PARSEC和iCST三種參數(shù)化方法進(jìn)行了研究。通過(guò)對(duì)三種翼型的擬合誤差對(duì)比分析發(fā)現(xiàn),PARSEC方法參數(shù)化建模結(jié)果大部分不滿(mǎn)足風(fēng)洞誤差標(biāo)準(zhǔn),CST和iCST參數(shù)化方法有較好的擬合精度,可用于超臨界自然層流翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)。3)采用論文所建立的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法,在RAE2822超臨界翼型的基礎(chǔ)上以減阻為目標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化后的翼型擴(kuò)大了表面順壓梯度的范圍,減小了摩擦阻力,升阻比增大,翼型具有超臨界和自然層流的雙重特性。在研究設(shè)計(jì)升力系數(shù)和馬赫數(shù)對(duì)超臨界自然層流翼型優(yōu)化的影響分析中得到,上表面層流區(qū)域面積均有改善。隨著設(shè)計(jì)升力系數(shù)增加,翼型優(yōu)化后上表面層流區(qū)域面積減小,轉(zhuǎn)捩發(fā)生位置前移,最優(yōu)結(jié)果馬赫數(shù)在逐漸變小,下表面的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置后移。
【圖文】：

1. 2 自然層流流動(dòng)控制、層流流動(dòng)控制和混合層流流動(dòng)控制技術(shù)應(yīng)用現(xiàn)狀圖 1.2 中可以看出，自然層流流動(dòng)控制技術(shù)是以減小摩擦阻的發(fā)生從而實(shí)現(xiàn)大面積的自然層流流動(dòng)。NLFC 技術(shù)在二維熟，，伴隨著航空工業(yè)工藝制造技術(shù)的發(fā)展，自然層流減阻技用前景[6-11]。翼型的研究早在上世紀(jì) 30 年代就已經(jīng)開(kāi)始，從而有了美

超臨界自然層流翼型優(yōu)化方法研究ce 等人[16]在飛行試驗(yàn)中得出自然層流可以應(yīng)用在高速后掠翼性及敏感性導(dǎo)致飛機(jī)在生產(chǎn)制造過(guò)程中工藝難度加大，但作然層流對(duì)于不同類(lèi)型飛機(jī)的任務(wù)飛行都具有可維護(hù)性的實(shí)際紀(jì) 80 年代末也開(kāi)始了對(duì)民用飛機(jī)自然層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)研究工系列超臨界自然層流翼型并提出用弱激波形成足夠范圍順壓想，中國(guó)航空航天工業(yè)部設(shè)計(jì)出了 NPU-NLF-1 跨音速自然層流翼型在設(shè)計(jì)點(diǎn)可以維持 60%弦長(zhǎng)以上的層流區(qū)域，但由飛行狀態(tài)下翼型表面層流維持范圍[17, 18]。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類(lèi)號(hào)】：V211.41

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2626711