一种基于CST技术的机翼参数化描述方法
改进CST方法在翼型优化设计中的应用

改进CST方法在翼型优化设计中的应用高永;朱飞翔;李冰;于方圆;王玉伟【摘要】形状类别函数变换(Class-Shape Transformation,CST)方法是近年来发展起来的一种新型气动外形参数化方法,该方法具有良好的鲁棒性,且涉及参数少、精度高,结果简单直观等特点,被广泛应用于翼型设计研究中.文章结合某小型无人机设计的工程实践,探讨了CST方法在小型无人机翼型设计中的应用,在借鉴他人研究成果的基础上,决定采用Bernstein多项式构建形状函数,分析了Bernstein多项式阶数对CST方法拟合精度的影响.仿真结果表明,当BPO>4时,拟合精度能够达到满意的要求,可用于该型无人机翼型的设计与优化.%Class-shape transformation(CST)is a new airfoil parameterization method developed in recent years.Because of the good robustness and rare parameters involved,high precision,simple structure and so on,it is widely used in airfoil design and research.Based on the engineering practice of a small UAV,the application of CST method in the design of small UAV airfoil was discussed.And the influence of Bernstein polynomial order on the fitting accuracy of CST method was analyzed.The simulation results showed that the modified CST parametric method of Bernstein polynomial could satis?fy the geometric shape fitting precision of Clark Y airfoil well under the condition of BPO>4,and could be used to design and optimize the UAV's airfoil.【期刊名称】《海军航空工程学院学报》【年(卷),期】2017(032)005【总页数】5页(P426-430)【关键词】形状类别函数变换;翼型设计;参数化;多项式【作者】高永;朱飞翔;李冰;于方圆;王玉伟【作者单位】海军航空大学,山东烟台264001;海军航空大学,山东烟台264001;海军航空大学,山东烟台264001;海军航空大学,山东烟台264001;海军航空大学,山东烟台264001【正文语种】中文【中图分类】V279;V221+.92近年来,低成本的小型无人机以其重量轻、体积小、结构简单、灵活机动等特点,在军用、民用领域得到快速发展。
基于三维CST建模方法的两层气动外形优化策略

基于三维CST建模方法的两层气动外形优化策略粟华;龚春林;谷良贤【摘要】针对复杂构型飞行器气动外形优化的几何描述和计算效率问题,提出了一种基于通用三维类别/形状函数变换参数化方法的两层设计空间气动外形优化策略.采用B样条函数代替Bernstein多项式进行展开并引入侧向轮廓描述函数,将原二维类别/形状函数向三维扩展,基于部件组合设计思想,建立了三维飞行器几何外形的完整描述形式.结合类别/形状函数和B样条函数的参数化特点,引入设计空间分层优化思想,将设计参数划分为全局尺寸参数和局部调整参数,在减少优化时间的同时尽可能地保持原设计空间复杂度.采用X-33高超声速飞行器作为建模和优化算例,结果表明,三维CST方法能以较少设计参数表达复杂外形,具有基础参数少,设计复杂度可调,外形表达能力强,参数化过程稳定的优势;两层气动外形优化策略具有良好的设计空间搜索能力,并可显著降低计算消耗.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2014(037)001【总页数】7页(P1-6,22)【关键词】气动外形优化;参数化;类别函数/形状函数;两层优化;B样条;部件组合【作者】粟华;龚春林;谷良贤【作者单位】西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室,西安710072;西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室,西安710072;西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V4210 引言几何外形参数化方法在飞行器气动外形设计优化中扮演着十分重要的角色,参数化外形不但需要提供足够的复杂度来保证对设计空间的探索能力,同时还应尽可能地减少设计参数,以快速搜索整个飞行器设计空间[1-2]。
因此,气动外形参数化方法的选择需要同时考虑外形描述复杂度、设计空间规模和计算时间的影响。
目前,飞行器的气动外形优化主要基于参数化CAD 几何模型[3-5],庞大的建模平台、缓慢的运行速度和设计后拓扑无法改变的缺陷,使其在早期的概念设计阶段实用性不高;解析参数化建模方法通过解析函数形式描述飞行器气动外形,具有快速稳定、调节能力强的特点,非常适合于概念设计阶段的气动分析和优化,近年来得到了大量的研究和应用[6-9]。
跨声速自然层流翼型设计

跨声速自然层流翼型设计黄睿杰;肖天航;昂海松【摘要】研究和发展了一种跨声速自然层流(natural laminar flow,NLF)翼型优化设计方法.建立了翼型几何外形的CST参数化方法,并以部件形函数系数为优化设计变量,结合可行性方向法以及多岛遗传算法,对跨声速翼型进行升阻比和层流覆盖面积最大化的优化设计,优化设计过程中,为准确预测层流-湍流转捩和翼型绕流特性,采用了基于k-ω SST+ γ-Reθt四方程模型的计算流体力学(computation fluid dynamics,CFD)数值模拟技术.结果表明,采用该优化方法能够较为有效的优化出满足设计状态和非设计状态的层流翼型.【期刊名称】《机械制造与自动化》【年(卷),期】2015(044)006【总页数】4页(P167-169,211)【关键词】自然层流翼型;翼型参数化;计算流体力学;转捩预测;翼型优化设计【作者】黄睿杰;肖天航;昂海松【作者单位】南京航空航天大学,江苏南京210016;南京航空航天大学,江苏南京210016;南京航空航天大学,江苏南京210016【正文语种】中文【中图分类】TH123欧洲2020航空愿景(Vision2020)提出了将航空器燃料消耗降低50%、二氧化碳排放降低50%、氮氧化物排放降低80%的目标。
为了使飞机能耗降低并且更加环保,改善飞机的气动性能以使得飞机获得更高的升阻比是一条非常有效的途径,因此受到了国内外研究学者的大量关注[1]。
研究表明,飞机动力装置的功率主要用于克服飞机的阻力,减小飞行阻力一直是飞行器设计的重要课题之一[2]。
在飞机的零升阻力中,型阻和摩擦阻力一般各占50%。
当飞机的气动布局确定后,压差阻力可降低的空间已经不多了,因此如何减小飞机的摩擦阻力必然成为现代飞机减阻技术发展的重要方向。
飞行器在层流中飞行所受到的摩擦阻力比在湍流中飞行所受到的摩擦阻力小得多,因此,对飞行器的外形进行层流设计目前已成为重要的飞机减阻方向。
CSRT与CST气动外形参数化方法对比

CSRT与CST气动外形参数化方法对比关晓辉;宋笔锋;李占科【摘要】类别形状修正函数变换(CSRT)方法是在类别形状函数变换(CST)方法的基础上添加修正函数以克服其不具备局部性的缺点发展而来的新型参数化方法.通过考察参数化过程中翼型的表示误差和线性系统条件数,对CSRT和CST参数化方法的表示精度和数值单值性进行了对比.使用基于以上两种参数化方法的远场组元(FCE)激波阻力优化算法对超声速翼身组合体进行了零升激波阻力优化,结果对比得到:基于CSRT方法的两级优化具有更好的优化效果,激波阻力系数降低了34.7%.研究表明:CSRT方法需要比CST方法更多的参数数量以达到相似的精度,随参数数量的增长,CSRT参数化过程的病态化程度远低于CST方法;CSRT参数化方法可以结合适当的优化算法进行气动外形二级优化,其效果优于使用相同参数数量的CST参数化方法所进行的单级整体优化.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2014(032)002【总页数】7页(P228-234)【关键词】类别形状修正函数变换;参数化;外形优化;激波;减阻【作者】关晓辉;宋笔锋;李占科【作者单位】西北工业大学航空学院,西安 710072;西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V211+.92;V2240 引言外形参数化是气动外形设计和优化的第一步,并且对优化过程有着十分重要的影响。
由于搜索设计空间的计算量随着设计参数的增加而呈指数增长,参数化过程应使用尽可能少的设计参数来表示几何外形,以降低优化过程的计算量[1-3]。
Kufan和Bussoletti提出用类别形状函数变换(Class Shape Transformation,CST)来表示飞行器的几何外形。
这种参数化表示方法使用一个类别函数(Class Function)和一个形状函数(Shape Function)表示飞行器的几何外形,具有参数少和精度高的优点,并且在处理一些重要的设计参数(如翼型前缘半径、尾锥角和后缘厚度等)时十分直观方便[4-6]。
基于iSIGHT的UUV优化设计平台

基于iSIGHT的UUV优化设计平台胡志强;陈宗芳;郑荣【摘要】The final performance of a underwater vehicle is largely depend on the outline of the vehicle,the traditional design method is repeated selecting,computation and modification,this method is low efficient and is difficult to get the best design because the limit of design space. To solve this problem, the parametric modeling method is researched and a software is designed to build the model in SolidWorks platform based on iSIGHT is also built to automatically find the best design, Based on certain UUV, parameters are optimized to find a outline with the minimum drag with the NLPQL algorithm. The results turned out that the drag is reduced and the efficiency is improved.%水下航行体(UUV)外形设计的优劣对UUV的最终性能有着举足轻重的影响.传统的设计方法是通过反复的选型-计算-修改来实现的,这种方法不但效率低下,而且由于选型范围有限,常导致得不到最优解.为解决这一问题,本文研究了UUV的参数化设计方法,并通过自编程序实现了在SolidWorks 中的参数化建模.利用iSIGHT优化设计平台强大的过程集成能力和各种寻求最优参数的技术,实现了iSIGHT集成并驱动SolidWorks,Gridgen,CFX等软件并寻求最优参数的设计流程.并针对某UUV,以最小阻力为目标,利用NLPQL优化算法进行了优化设计.结果表明,本设计平台达到了实现UUV参数化设计并优化的目的,提高了设计效率.【期刊名称】《舰船科学技术》【年(卷),期】2012(034)001【总页数】4页(P26-29)【关键词】水下航行体;参数化建模;iSIGHT【作者】胡志强;陈宗芳;郑荣【作者单位】机器人学国家重点实验室中国科学院沈阳自动化研究所,辽宁沈阳110016;中国科学院研究生院,北京100049;机器人学国家重点实验室中国科学院沈阳自动化研究所,辽宁沈阳110016;中国科学院研究生院,北京100049;机器人学国家重点实验室中国科学院沈阳自动化研究所,辽宁沈阳110016【正文语种】中文【中图分类】U6611310 引言在水下航行体的设计过程中,其外形设计是整个设计流程中的一项极其繁重又重要的工作。
自然层流机翼气动外形优化研究

自然层流机翼气动外形优化研究马晓永;张彦军;段卓毅;郭洪涛;李权【摘要】层流技术在飞行器尤其是民用客机减阻方面具有较好的应用潜力。
采用全速势方程(TRANAIR)、序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)优化算法及自适应笛卡尔网格技术,用两种不同的参数化建模方法,类函数/型函数变换(Class function/Shape function Transformation,CST)和非均匀有理 B 样条(Non-Uniform Rational B-Spline,NURBS)方法,对某自然层流机翼进行了多点优化设计,设计点为:CL =0.45(M:0.735,0.755,0.765,0.775),CL =0.50(M:0.755),约束条件为:升力、俯仰力矩和翼型20%、80%及最大厚度不得低于初值。
优化结果表明:虽然 CST 方法在翼型描述上具有先天优势,NURBS 方法更多用于三维曲面,而对于文中自然层流机翼算例,NURBS 的优化效果更好;在CL =0.45(M:0.755)状态下,优化后上翼面转捩位置明显后移,层流区域变广,总阻力减小了4.5%;采用的优化方法在进行五点优化时仍然具有较高的计算效率,具有较强的工程实用能力。
%Natural laminar wing is a potential technology to minimize the drag coefficient of an aircraft.The code of TRANAIR is used to optimize a natural laminar wing with subject to the constraints on lift coefficient,pitching moment coefficient and geometries height(20%,80% and max height),and the optimization are carried out with multi-points conditions,CL =0.45 (M:0.735,0.755,0.765,0.775)and CL=0.50(M:0.755).The nonlinear full potential equation is used to solve flow field,sequential quadratic programming and adaptive refinement Cartesian grids are applied to optimize the aerodynamic shape.Two parametermethods,non-uniform relational B-spline (NURBS)and class function/shape function transformation (CST),are used to represent wing shape and update the new geometry,although the CST method is usually used to describe aerofoil and the NURBS is more applied on three-dimensional curved surface.The optimization results shown that the NURBS method is better than the CST one,and the transi-tion position of laminar flow to turbulent flow are moved backward obviously,the laminar region are more wide than before,and the CD of the optimized wing decreased 4.5% at CL =0.45(M:0.755).【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2015(000)006【总页数】6页(P812-817)【关键词】自然层流机翼;气动外形优化;TRANAIR;参数化方法;数值模拟【作者】马晓永;张彦军;段卓毅;郭洪涛;李权【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳 621000; 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所,四川绵阳622762;中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院,陕西西安 710089;中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院,陕西西安 710089;中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所,四川绵阳 622762;中国航空工业集团公司第一飞机设计研究院,陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V211.41;V224飞机表面的流动包括层流和湍流两种状态,在相同雷诺数条件下,层流摩擦阻力远远低于湍流摩擦阻力。
cst方法参数化翼形

cst方法参数化翼形
CST (CST Microwave Studio) 是一款电磁仿真软件,广泛应用于微波、射频和高速数字电路的设计。
在CST中,参数化翼形可能是指使用参数化的方法来定义和优化天线的形状。
参数化翼形是一种描述天线形状的方法,通过一组参数来描述天线的几何形状。
这种方法可以方便地对天线进行优化和调整,以满足不同的设计要求。
在CST中,可以使用参数化翼形来定义天线的形状,并使用仿真工具对天线进行性能分析和优化。
具体来说,可以通过定义参数的取值范围和步长,使用CST的优化工具对参数进行迭代优化,以获得最佳的天线性能。
需要注意的是,具体的参数化翼形方法和步骤可能会根据不同的应用和设计需求而有所不同。
因此,建议查阅CST的官方文档或相关教程,以获得更详细和准确的信息。
客机机翼环量分布气动结构一体化设计

客机机翼环量分布气动构造一体化设计本文使用一种基于NAND(Nestedanalsisanddesign)的一体化优化设计方法构建机翼多学科优化平台[10,11]。
这种方法将各个学科的分析模型集成在一起形成系统级分析模型,然后将系统级分析模型作为优化环节中的分析模型。
因此,这种优化框架对于本文研究所采用的气动、构造学科的快速求解方法,有较好的适应性。
本文将航程做为最终系统级考量依据,通过探讨全局最优条件下的机翼环量分布。
研究在巡航速度0.78ma下的单通道支线客机机翼设计中的气动设计与构造重量的关系。
找到一种合理的环量分布,为其它型号民机研究提供设计参考。
研究方法1.优化框架本文主要针对环量分布进展研究。
因此,采用了一套简单,快速的求解方法。
将目标机型的巡航段航程作为设计目标。
通过将一个多目标问题近似转化为一个求解航程的单目标问题,建立优化系统,从而在众多非劣解中找到一个气动和构造的最优分配比例。
本文优化框架中求解模块主要由气动和构造两局部,并通过环量分布串行连接组成。
优化框架见图1:在系统级的航程评估中,本文考虑民机实际飞行状况:民航飞机较多采用固定飞行马赫数和阶梯爬升相结合的方法进展巡航。
本文采用一种固定飞行马赫数,改变巡航高度的简化航迹进展计算评估。
航程由公式1计算得到(略):式中0m与1m分别为巡航段开场与完毕时的全机重量;K为升阻比;V为巡航速度;为燃油效率。
n.hq为发动机比油耗,表示每产生1blf推力在1小时内所消耗的燃油量;图2为NG34发动机燃油消耗曲线。
本文为保证气动学科计算时升力系数不变,将机翼重量的减少量增加至燃油重量。
最后,以系统级计算得到的航程为依据,将气动与构造的学科设计结果进展评估。
在参数化方面,根据超临界机翼的设计经历,分别在机翼展向布置了8个剖面控制翼型,翼型参数化方法采用CST参数化方法[12],上下剖面各5个设计变量。
另外,还有8个设计变量分别控制各个剖面的扭转角。
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数(Class Function)可以生成几何图形的基本外形, 再通过形状函数(Shape Function)对这个基本的几何 图形进行修正,从而得到需要的几何图形。该技术具 有设计变量少、可调节、设计空间广等优点[4~7]。
本文首先使用 CST 参数化方法分别对二、三维机 翼参数化进行复现,然后在原有的 CST 方法基础之上 提出一种使用分段定义描述翼型的方法,用来解决机 翼外形不连续变化的情况,最终得到效果良好的三维 可控变化机翼模型。
型后缘厚度。
将
ψ⋅(1来自−ψ)定义为类函数,用
C N1 (ψ ) N2
来表示,则:
C N1 (ψ ) = (ψ )N1[1 − ψ ]N 2 N2
(5)
对于圆鼻机翼:
N 1
=0.5,
N
2
=1.0。
部分具有代表性的类函数如图 1 所示。
d) C 0.001 (ψ ) 0.001 续图 1
最后得到通用 CST 数学表达式:
1 机翼几何数学描述
典型机翼的 CST 方法数学表达式:
N
ζ (ψ) =
ψ
⋅
(1 −
ψ)
⋅
∑
A i
⋅ψi
+
ψ
⋅
ζ T
i=0
(1)
式中 ψ 为机翼弦长与 x 轴坐标比值,ψ = x c ;ζ (ψ ) 为
翼型厚度与机翼弦长比值, ζ = z c ; ζ 为翼型后缘厚 T
度与机翼弦长比值, ζ = Δζ c ,其中:c 为机翼弦长,
用来进行翼型参数化的方法有很多,比如形函数 线性扰动法,该方法的翼型形状是由基准翼型和扰动 函数线性叠加构成的[1]。特征参数描述法则是通过一系 列特征参数来确定解析函数,进而得到所求翼型坐标 的方法[2]。正交基函数法利用正交基系数作为翼型设计 的变量,通过正交基函数描述翼型。但以上方法都具 有局限性、计算量大且效率低、设计变量多且不易控 制、误差大精度低、对初始模型过于依赖等缺点[3]。
则决定后缘是否封闭(当后缘封闭时 ψ ⋅ ζ 为零)。 T
定义形状函数为 S(ψ) ,则式(1)进行变形可得:
S (ψ)
=
ζ
(ψ )
−
ψξ T
ψ ⋅[1 - ψ]
(2)
则翼型前缘:
S (0) = 2RLE c
(3)
翼型后缘:
S(1) = tanβ + ΔZTE c
(4)
式中 RLE 为翼型前缘半径; β 为翼尾夹角;ΔZTE 为翼
2019 年第 1 期 总第 366 期
文章编号:1004-7182(2019)01-0101-04
导弹与航天运载技术 MISSILES AND SPACE VEHICLES
DOI:10.7654/j.issn.1004-7182.20190121
No.1 2019 Sum No.366
一种基于 CST 技术的机翼参数化描述方法
ζ (ψ ) = C N1(ψ ) ⋅ S (ψ ) + ψ ⋅ ζ
N2
T
(6)
对于式(6)中的形状函数 S(ψ) ,通常使用 n 阶 Bernstein 多项式的加权和来进行表示:
Key words: CST; class function; shape functions; Clark - Y two-dimensional wing
0引言
随着航空航天科学技术的发展和国防科学技术的 需求,飞机的外形设计越来越成为国防科技的关注重 点。机翼是构成飞机整体结构的重要部件之一,它使 飞机能够获得升力从而保持飞行,故而翼型性能对飞 行器整体的气动性能有着重要的影响,需要采用恰当 的翼型参数化方法来生成所需要的翼型几何体。
T
TE
x 为机翼 x 轴坐标,z 为机翼 z 轴坐标,Δζ 为翼型后缘 TE
相对 z 轴的坐标。 ψ 可以确保得到圆鼻翼型,(1 − ψ) 可
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导弹与航天运载技术
2019 年
确保得到一个尖的翼型后缘,
N
∑
A i
⋅ψi
决定了翼型前缘
i=0
到后缘之间的曲线形状(故而称其为形状函数),ψ ⋅ ζ T
Kulfan 提出了一种比较优秀的外形参数化方法 CST 技术,该技术同时使用类别函数与形状函数来对 外形进行控制,并对许多翼型进行计算,给出了影响 形状函数的 Bernstein 多项式的取值范围,其中类别函
收稿日期:2017-07-14;修回日期:2017-10-09 基金项目:国家自然科学基金面上项目(61672438)
(Southwest University of Science and Technology, Mianyang, 621000)
Abstract: the CST algorithm is used to generate a Clark-Y two-dimensional airfoil representative, and the CST algorithm to generate 3D geometry is studied. A method of using piecewise defined description of airfoil based on the original CST method is proposed, which is used to solve the wing shape not continuous changing, finally the three-dimensional controllable wing model is got and has good effect.
改进,用来解决机翼外形不连续变化的情况,生成可控分段变化三维机翼外形,控制效果良好。
关键词:CST 参数化方法;类别函数;形状函数;Clark-Y 二维机翼
中图分类号:V211.3
文献标识码:A
A Parametric Description of Wings Based on CST
Yan Bo-wen, Huang Jun, Liu Zhi-qin, Wang Yao-bin
闫博文,黄 俊,刘志勤,王耀彬
(西南科技大学,绵阳,621000)
摘要:为了确保翼型性能,需要采用恰当的翼型参数化方法生成所需要的翼型几何体。利用 CST 方法生成具有代表性的
Clark-Y 二维机翼,同时对 CST 方法生成三维几何体进行了详细研究。在原有的 CST 方法基础上对生成三维机翼的方法进行