赵轲
- 作品数：49 被引量：111H指数：6
- 供职机构：西北工业大学更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术哲学宗教交通运输工程更多>>
- 适用于飞行器三维外形高维设计变量的气动优化设计方法
- 本发明属于飞机设计领域，具体为适用于飞行器三维外形高维设计变量的气动优化设计方法，包括如下步骤：步骤1：选择特征剖面，对待优化飞行器三维外形参数化，确定设计变量和设计空间；步骤2：按特征剖面分区，令同一分区的设计变量值相...
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- 基于MADS算法与嵌套网格技术的多段翼型优化设计方法研究被引量：4
- 2010年
- 基于MADS算法、嵌套网格技术以及刚性动网格技术,以求解RANS方程为气动特性分析方法,对某大型客机带增升装置的多段翼型着陆构型下的缝道、重叠量和偏转角等参数进行优化设计,结果显示,该方法有较高的优化效率及计算精度。
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- 关键词：多段翼型优化设计嵌套网格
- 一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族
- 本发明提出一种适用于飞翼布局的高升阻比低可探测力矩精确控制翼型族，翼型族前缘下表面正加载和后缘上表面反加载，实现抬头力矩，缓解飞翼布局外翼段翼型的设计载荷和力矩压力，改善环量分布，提高升阻比，实现设计点的力矩的精准自配平...
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- 一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型
- 本发明提出一种用于前行桨叶概念高速直升机桨叶尖部的高升阻比超临界翼型，该翼型前缘半径为0.002，翼型最大厚度为0.07，位于翼型40.5％弦长处，最大弯度为0.0092，位于翼型10.4％弦长处。该翼型相对于经典的厚度...
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- 一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18%厚度层流翼型
- 本发明提出一种基于前行桨叶方案的低力矩低亚音速高升阻比18％厚度层流翼型，该翼型前缘半径为0.01682，翼型最大厚度为0.184728，位于翼型33.9％弦长处，最大弯度为0.020937，位于翼型16.6％弦长处，后...
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- 考虑机身干扰的超临界机翼稳健型优化设计(英文)被引量：3
- 2010年
- 研究并建立了针对超临界机翼稳健型气动优化设计系统,采用标准遗传算法作为优化搜索方法,采用BP神经网络建立了精度可靠的近似模型,构建出高效可靠的气动优化设计系统。文中对BP神经网络进行了改进,提高该网络的训练速度以及对气动力的预测精度,样本测试结果显示,基于改进BP神经网络的预测精度是可靠的。针对考虑机身干扰的某型客机机翼的优化设计问题,以飞行马赫数为不确定因素,并假定其服从正态分布,机翼选取5个设计剖面共55个设计变量,对其巡航状态气动性能进行稳健优化设计,结果显示,优化后的翼身组合体阻力发散特性比原始模型有较好的改进。
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- 关键词：气动优化设计超临界机翼机身BP神经网络中考
- 一种考虑背负式动力影响的高升阻比飞翼布局翼型
- 本发明提出一种考虑背负式动力影响的高升阻比飞翼布局翼型，翼型前缘钝度增强，使其压力分布顺压梯度延长，有利于提高翼型的升力特性，翼型上表面外形趋于平坦，且曲率变化和缓，使压力恢复趋于和缓。这使得发明翼型不但具备良好的大攻角...
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- 基于SST模型尺度适应方法的战斗机大攻角流动数值模拟
- 基于S-A以及两方程湍流模型构造的脱体涡模拟方法(DES)在分离流中有着广泛的应用，其具备RANS方法计算量小以及LES方法计算分离流动精度高的优势，DES方法主要根据网格尺度分布进行流场分区，本文基于剪切应力输运SST...
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- 关键词：战斗机大攻角流动数值模拟
- 改进的自适应试验设计方法在气动设计中的应用
- 试验设计方法是大型工程数值优化中构建高可信度代理模型的关键，试验设计准则直接决定了代理模型精度，以及样本采集的计算量。本文通过少量的基础样本进行代理模型构建，结合RBF 网络引入能量函数与曲率采样准则，兼顾样本空间分布均...
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- 关键词：气动优化
- 一种适用于旋翼的低力矩高阻力发散马赫数的高速自然层流翼型
- 本发明提出一种适用于旋翼的低力矩高阻力发散马赫数的自然层流翼型，该翼型前缘半径较大，加快了前缘流动速度以及提升了吸力峰值，并且能够在高速时仍具有良好的力矩特性以及维持较大范围的层流，此外，还具有优秀的阻力发散特性，能够用...
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