超临界自然层流翼型优化方法研究

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1、中图分类号：V211.41论文编号：102870118-S178学科分类号：082501硕士学位论文超临界自然层流翼型优化方法研究研究生姓名张启鹏学科、专业飞行器设计研究方向飞机气动设计指导教师邓枫讲师南京航空航天大学研究生院航空宇航学院二О一八年三月NanjingUniversityofAeronauticsandAstronauticsTheGraduateSchoolCollegeofAerospaceEngineeringOptimizationMethodsforSupercritica

2、lNaturalLaminarAirfoilsAThesisinFlightVehicleDesignbyZhangQiPengAdvisedbyDr.DengFengSubmittedinPartialFulfillmentoftheRequirementsfortheDegreeofMasterofEngineeringMarch2018承诺书本人声明所呈交的博/硕士学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过

3、的研究成果，也不包含为获得南京航空航天大学或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。本人授权南京航空航天大学可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。（保密的学位论文在解密后适用本承诺书）作者签名：日期：南京航空航天大学硕士学位论文摘要层流技术研究是近年来备受关注的研究课题，因为在民用客机减阻上具有巨大的应用潜力。N本文根据超临界自然层流翼型优化设计的要求，首先将e转捩预测方法耦合进传统的RANS方程中实现了转捩发生位置的自动预测，

4、其次对比研究了不同的超临界自然层流翼型参数化方法的优缺点，最后采用高效率无需导数信息的BOBYQA(BoundOptimizationBYQuadraticApproximation)优化算法建立了一套有效的超临界自然层流翼型优化设计方法。N1)开发了翼型边界层转捩发生位置的e转捩预测和绕翼型结构网格自动生成程序，通过N对多个经典翼型算例进行数值模拟，验证了本文构建的数值方法的可靠性以及e转捩预测方法的精度，从而为下文气动优化设计提供可靠、高精度的CFD计算程序。2)针对CST、PARSEC和iC

5、ST三种参数化方法进行了研究。通过对三种翼型的拟合误差对比分析发现，PARSEC方法参数化建模结果大部分不满足风洞误差标准，CST和iCST参数化方法有较好的拟合精度，可用于超临界自然层流翼型的优化设计。3)采用论文所建立的优化设计方法，在RAE2822超临界翼型的基础上以减阻为目标进行优化设计。优化后的翼型扩大了表面顺压梯度的范围，减小了摩擦阻力，升阻比增大，翼型具有超临界和自然层流的双重特性。在研究设计升力系数和马赫数对超临界自然层流翼型优化的影响分析中得到，上表面层流区域面积均有改善。随着设

6、计升力系数增加，翼型优化后上表面层流区域面积减小，转捩发生位置前移，最优结果马赫数在逐渐变小，下表面的转捩点位置后移。关键词：超临界自然层流翼型，计算流体力学，转捩预测，翼型参数化，优化设计，层流减阻I超临界自然层流翼型优化方法研究ABSTRACTLaminarflowtechnologyresearchisaresearchsubjectthathasdrawnmuchattentioninrecentyearsbecauseofitsgreatpotentialinaircraftdesign

7、,especiallyincivilaircraftdragreductiontechnology.Aimingattheoptimizationdesignmethodoftransonicnaturallaminarflow,acomputationalfluiddynamics(CFD)calculationprogramisestablished.ThismethodintegratestheNmethodofsolvingRANSequationswithmethodofetransit

8、ionprediction,theautomaticgenerationmethodofhigh-qualitygrids,theparameterizationmethodapplicabletosupercriticalnaturallaminarairfoils,andthecombinationofBOBYQA(BoundOptimizationBYQuadraticApproximation)withhighefficiencywithoutderivativeinfor