基于CST參數(shù)化方法的飛機(jī)翼型快速設(shè)計研究.pdf

1、機(jī)翼是飛機(jī)的主要升力面，是其主要部件之一。而翼型是機(jī)翼和尾翼成形的重要組成部分，其設(shè)計的優(yōu)劣直接影響到飛機(jī)的氣動性能和飛行品質(zhì)。傳統(tǒng)的基于風(fēng)洞實驗以及CFD翼型設(shè)計方法需要反復(fù)的計算以及實驗來對翼型逐步修形改進(jìn),設(shè)計周期長、代價高,并且對設(shè)計人員的經(jīng)驗有較高的要求。
　　最近有研究者提出了基于高斯過程回歸的翼型快速設(shè)計方法，該方法具有速度快，精確度高的特點。然而此方法使用的設(shè)計變量為NACA四位翼型族的NACA參數(shù)，設(shè)計變量少，通

2、用性不強(qiáng)，預(yù)測精度有進(jìn)一步提升的空間。為彌補(bǔ)其缺點，本文將CST翼型參數(shù)化方法，與機(jī)器學(xué)習(xí)中的高斯過程回歸方法相結(jié)合，通過對已有的翼型數(shù)據(jù)的學(xué)習(xí)，實現(xiàn)對未知翼型氣動性能或者外形數(shù)據(jù)的快速準(zhǔn)確預(yù)測。文中選取一組NACA四位族翼型，獲得其不同階數(shù)下的CST參數(shù)描述數(shù)據(jù)，并分別計算其在一定飛行條件下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和壓力分布數(shù)據(jù)。利用這些數(shù)據(jù)對高斯過程回歸模型進(jìn)行訓(xùn)練，實現(xiàn)了翼型氣動性能的快速預(yù)測以及反設(shè)計系統(tǒng)。并將實驗結(jié)果與采用NACA