賴晨光, 任浡麒, 閻志剛,*, 魏園園

(1. 重慶理工大學(xué) 汽車零部件制造及檢測(cè)技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 重慶 400054；2. 重慶理工大學(xué) 車輛工程學(xué)院, 重慶 400054)

氣動(dòng)懸浮列車單向翼翼型優(yōu)化與地面效應(yīng)分析

賴晨光1,2, 任浡麒2, 閻志剛2,*, 魏園園2

(1. 重慶理工大學(xué) 汽車零部件制造及檢測(cè)技術(shù)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 重慶 400054；2. 重慶理工大學(xué) 車輛工程學(xué)院, 重慶 400054)

高速氣動(dòng)懸浮列車(Aero-train)是一種利用機(jī)翼地面效應(yīng)原理的創(chuàng)新型高效高速低能耗高速列車。本文以LA203A為基礎(chǔ)翼型，利用遺傳算法與數(shù)值模擬的方法對(duì)基礎(chǔ)翼型進(jìn)行氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。通過對(duì)優(yōu)化翼型的地面效應(yīng)模擬分析，得出優(yōu)化后的翼型其氣動(dòng)特性有明顯改善，并由此得出氣動(dòng)懸浮列車單向翼離地間隙、迎角與阻力、升力、升阻比之間的關(guān)系。利用CFD技術(shù)對(duì)安裝有基礎(chǔ)機(jī)翼和優(yōu)化后機(jī)翼的氣動(dòng)懸浮列車初始研究模型(AERO-1)整車氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬以及分析前后端機(jī)翼的流場(chǎng)特性，并利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法對(duì)裝有優(yōu)化機(jī)翼的氣動(dòng)懸浮列車初始研究模型(AERO-1)氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。利用遺傳算法優(yōu)化后機(jī)翼翼型升阻比特性較基礎(chǔ)翼型最高提升26%，具備優(yōu)化機(jī)翼的氣動(dòng)懸浮列車(AERO-1)在地面效應(yīng)下的氣動(dòng)特性優(yōu)于原始模型。本文研究為機(jī)翼地面效應(yīng)分析以及氣動(dòng)懸浮列車研究提供理論依據(jù)。

氣動(dòng)懸浮列車; 翼型; 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn); 遺傳算法; 地面效應(yīng); CFD

0 引 言

高速氣動(dòng)懸浮列車(Aero-train)是一種利用空氣動(dòng)力原理的創(chuàng)新型高速列車，即利用帶側(cè)翼的列車行駛在距離地面或水面上方一定空間時(shí)所產(chǎn)生的地面效應(yīng)即WIG(Wing-In-Ground)現(xiàn)象而懸浮飛行的列車。圖1是氣動(dòng)懸浮列車概念圖[1]。氣動(dòng)懸浮列車首先由日本東北大學(xué)提出，并在日本政府的支持下開展著相關(guān)研究。

通過日本東北大學(xué)前期試驗(yàn)及調(diào)研得到幾種常用交通運(yùn)輸工具(波音747飛機(jī)、日本新干線、上海磁懸浮列車)的運(yùn)載經(jīng)濟(jì)效率E如圖2所示。運(yùn)載經(jīng)濟(jì)效率E定義如式(1)所示：

E= (L/D)(V/500)2P

(1)

其中，L為氣動(dòng)升力，D為氣動(dòng)阻力，V為交通運(yùn)輸工具的巡航速度(km/h)，P為載荷率，表示載荷質(zhì)量與總質(zhì)量的比值[2,3]。國(guó)內(nèi)只有重慶理工大學(xué)賴晨光研究團(tuán)隊(duì)在與日本東北大學(xué)合作進(jìn)行氣動(dòng)懸浮列車相關(guān)研究。日本東北大學(xué)在氣動(dòng)懸浮列車研究過程中選用現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)翼型作為氣動(dòng)懸浮列車機(jī)翼，本文利用遺傳算法結(jié)合CFD技術(shù)對(duì)特定地面效應(yīng)下翼型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)并得出在該條件下更優(yōu)的氣動(dòng)懸浮列車翼型。

氣動(dòng)懸浮列車研究關(guān)鍵在于其地面效應(yīng)對(duì)機(jī)翼翼型氣動(dòng)特性的影響程度。本文在優(yōu)化翼型時(shí)以初始模型中的翼型LA203A為基礎(chǔ)，利用遺傳算法與CFD技術(shù)相結(jié)合的方法優(yōu)化設(shè)計(jì)出氣動(dòng)特性更佳的

翼型以滿足氣動(dòng)懸浮列車的設(shè)計(jì)要求。分別對(duì)基礎(chǔ)翼型和優(yōu)化翼型及安裝這兩種機(jī)翼后的整車進(jìn)行地面效應(yīng)數(shù)值分析。利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法對(duì)安裝有優(yōu)化翼型的氣動(dòng)懸浮列車初始研究模型(AERO-1)整車氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。

1 氣動(dòng)懸浮列車AERO-1研究模型結(jié)構(gòu)

圖3為氣動(dòng)懸浮列車的初始模型結(jié)構(gòu)圖，該研究模型僅保留了列車部分主要特征，簡(jiǎn)化了列車動(dòng)力裝置及車輪。在AERO-1的車身底部安裝有兩副機(jī)翼。AERO-1的行駛軌道截面形狀為U形。

機(jī)翼兩端安裝有端板，端板的截面形狀為矩形。當(dāng)氣動(dòng)懸浮列車高速行駛時(shí)，機(jī)翼由于地面效應(yīng)產(chǎn)生的升力將使氣動(dòng)懸浮列車懸浮于地面一定高度飛行。機(jī)翼的迎角為α，離地間隙為H，機(jī)翼有效展長(zhǎng)為L(zhǎng)d，弦長(zhǎng)為L(zhǎng)。AERO-1的主要尺寸參數(shù)如圖3。

2 AERO-1單向翼翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)

AERO-1單向翼機(jī)翼弦長(zhǎng)為L(zhǎng)=1000 mm，有效展長(zhǎng)Ld=1000 mm。將AERO-1初始翼型LA203A作為優(yōu)化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)翼型，利用解析函數(shù)線性疊加方法[5]對(duì)機(jī)翼翼型幾何形狀進(jìn)行描述并利用遺傳算法對(duì)翼型進(jìn)行氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)，并通過CFD技術(shù)對(duì)基礎(chǔ)翼型和優(yōu)化翼型的地面效應(yīng)分別進(jìn)行模擬分析。

2.1 翼型的幾何表達(dá)

翼型的形狀由基準(zhǔn)翼型、型函數(shù)及其系數(shù)來定義。

(2)

(3)

(4)

a1=[-0.006 0.006],

a2=[-0.010 0.004],

a3=[-0.008 0.008],

a4=[-0.008 0.008],

a5=[-0.006 0.004],

a6=[-0.008 0.006],

b1=[-0.005 0.007],

b2=[-0.008 0.010],

b3=[-0.006 0.008],

b4=[-0.006 0.010],

b5=[-0.004 0.004],

b6=[-0.008 0.006]。

2.2 網(wǎng)格劃分及CFD計(jì)算

計(jì)算域?yàn)榉讲坌?，機(jī)翼初始迎角為迎角α=5°，初始離地高度為1/2L(L為機(jī)翼弦長(zhǎng)，值為1000 mm)。整體網(wǎng)格布局采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和棱柱網(wǎng)格相結(jié)合的形式。機(jī)翼局部網(wǎng)格如圖4所示。利用FLUENT軟件計(jì)算設(shè)計(jì)翼型的阻力系數(shù)、升力系數(shù)，以得到在相對(duì)應(yīng)條件上的升阻比，計(jì)算初始狀態(tài)為速度Ma=0.3,迎角α=5°，初始離地高度為1/2L，雷諾數(shù)Re=1.04×107[6]。升力系數(shù)、阻力系數(shù)通過在FLUENT中選擇Spalart-Allmaras(1 eqn)模型求解N-S方程得到。

2.3 響應(yīng)面模型及遺傳算法

通過U12-120的均勻設(shè)計(jì)方法[7]建立翼型升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比和翼型設(shè)計(jì)變量之間的響應(yīng)面。根據(jù)均勻設(shè)計(jì)矩陣表給定的翼型設(shè)計(jì)參數(shù), 計(jì)算速度Ma=0.3,迎角α=5°,雷諾數(shù)Re=1.04×107時(shí)翼型的氣動(dòng)特性值并用其建立Kriging響應(yīng)面[8]。目標(biāo)函數(shù)為f=CL/Cd，約束條件主要包括翼型的參數(shù)變化范圍。優(yōu)化設(shè)計(jì)中取翼型上下面的12 個(gè)控制參數(shù)作為設(shè)計(jì)變量(上下翼面各6個(gè)) , 并與固定的前后緣一起作為翼型的控制參數(shù)來確定翼型形狀。

對(duì)于運(yùn)用遺傳算法對(duì)一個(gè)具體問題優(yōu)化來說，優(yōu)化結(jié)束時(shí)具有最大適應(yīng)值的個(gè)體所對(duì)應(yīng)的設(shè)計(jì)變量值便是優(yōu)化問題的最優(yōu)解[9]。通過建立響應(yīng)面模型了解個(gè)體區(qū)間及總體規(guī)模，得到群體由120個(gè)隨機(jī)個(gè)體組成即群體規(guī)模。通過基于賭輪法的選擇算子，使父代的優(yōu)良個(gè)體以較大的概率在子代中得到繼承的遺傳。雜交和變異可以避免局部?jī)?yōu)化從而保證收斂的全局搜索性。定義交叉概率為0.9、變異率為0.01，得到交叉?zhèn)€體數(shù)目為108[10]。 表1 給出了優(yōu)化前后翼型的升力系數(shù)、 阻力系數(shù)和升阻比。圖5給出了初始翼型和優(yōu)化設(shè)計(jì)后的翼型形狀。LA203A 翼型屬于高升力翼型,優(yōu)化后的翼型前沿變薄，后沿彎度增大,整體厚度變小，翼型的最大厚度位置后移,其升阻比相對(duì)基準(zhǔn)翼型 LA203A 增大30%左右。

表1 翼型優(yōu)化前后氣動(dòng)特性結(jié)果Table 1 Aerodynamic characteristics results ofthe initial and optimized airfoil

3 翼型地面效應(yīng)分析

當(dāng)有正彎度機(jī)翼貼近地面飛行時(shí)，機(jī)翼下表面由于堵塞效應(yīng)使流速加快，機(jī)翼上下表面壓力差增大，因而機(jī)翼升力增加，誘導(dǎo)阻力減少，從而使機(jī)翼的升阻比提高的現(xiàn)象稱為機(jī)翼的地面效應(yīng)[11,12]。本文通過對(duì)優(yōu)化翼型及基礎(chǔ)翼型做地面效應(yīng)對(duì)比分析，得出優(yōu)化翼型在地效區(qū)的氣動(dòng)特性(升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比)要優(yōu)于基礎(chǔ)翼型。 運(yùn)用實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)法得出各設(shè)計(jì)變量(離地間隙和迎角)與目標(biāo)變量(阻力系數(shù)、升力系數(shù)、升阻比)之間的數(shù)值關(guān)系，其中迎角變化范圍為-10°到13°、離地間隙變化范圍為1/4L到2.3L(L為機(jī)翼弦長(zhǎng)，值為1000 mm)，并在變量變化范圍內(nèi)生成變量矩陣，共50組變量參數(shù)。由于變量只有兩個(gè)，因此，同一個(gè)角度對(duì)應(yīng)了多個(gè)離地間隙。之后建立翼型升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比和設(shè)計(jì)變量(離地間隙、迎角)之間的關(guān)系，計(jì)算初始狀態(tài)為速度Ma=0.3，迎角α=5°，初始離地間隙為1/4L，雷諾數(shù)Re=1.04×107時(shí)翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù), 并得出其升阻比。

基礎(chǔ)機(jī)翼和優(yōu)化機(jī)翼氣動(dòng)特性分析結(jié)果如圖6、圖7、圖8和圖9。從圖6可以看出優(yōu)化后翼型升力系數(shù)對(duì)于原始翼型升力系數(shù)有較大的提升，其中兩幅翼型在迎角范圍為-2°至2°時(shí)升力系數(shù)差異較小，迎角在4°至6.5°范圍內(nèi)有較大的變化，特別是在迎角為6°的情況下，優(yōu)化后的翼型升力系數(shù)(1.48)明顯大于原始翼型升力系數(shù)(1.3)。圖7所示為阻力隨迎角的變化趨勢(shì)，優(yōu)化翼型與原始翼型阻力系數(shù)在迎角范圍5°至7°的情況下阻力系數(shù)明顯降低，并在-1°至4°范圍內(nèi)變化較為平坦。兩幅翼型升阻比變化如圖8所示，優(yōu)化翼型升阻比線斜率明顯增加，在迎角范圍為5°至6.5°時(shí)升阻比有明顯提升，相對(duì)于原始翼型升阻比提升約26%左右。從圖9可以看出隨著離地間隙擴(kuò)大升阻比降低，在離地間隙范圍大于1L(L為機(jī)翼弦長(zhǎng)，值為1000 mm)時(shí)升阻比變化幅度很小，并且趨于平緩，表明離地間隙已經(jīng)不再是影響升阻比的主要因素,優(yōu)化前后翼型升阻比隨離地間隙的變化趨勢(shì)基本相同，但在離地間隙為1/4L至1L范圍內(nèi)優(yōu)化翼型相對(duì)于原始翼型有一定提高，最大提高達(dá)18%。

4 AERO-1整車地面效應(yīng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究

本次研究風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)在吉林大學(xué)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中心進(jìn)行，風(fēng)洞為開口、回流式低速風(fēng)洞。最大風(fēng)速為50 m/s。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ虯ERO-1整車尺寸參數(shù)見圖3所示。實(shí)機(jī)翼有效弦長(zhǎng)L為150 mm，H為離地間隙，α為機(jī)翼迎角。驗(yàn)段地面放置2200 mm×4100 mm的黑色平板以模擬固定地面，軌道側(cè)壁面尺寸為220 mm×3100 mm。氣動(dòng)懸浮列車采用底部支撐方式，并與三分力傳感器相連接，數(shù)據(jù)采集時(shí)，僅采集z方向、x方向的數(shù)值(其中z方向?yàn)闅鈩?dòng)懸浮列車升力、x方向?yàn)闅鈩?dòng)懸浮列車阻力)。由于風(fēng)洞設(shè)施風(fēng)速最高50m/s的限制，本次實(shí)驗(yàn)來流速度為35m/s。軌道側(cè)壁面與氣動(dòng)懸浮列車翼端之間距離和氣動(dòng)懸浮列車離地間隙均為為1/5L(30 mm)。迎角分別為0°、5°、10°。如圖10所示。利用FLUENT軟件計(jì)算AERO-1實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖枇Α⑸?，以得到在相?duì)應(yīng)條件上的升阻比，為了使數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果阻力誤差小于5%、升力誤差小于10%,機(jī)翼最小網(wǎng)格尺度設(shè)置為2 mm、車身網(wǎng)格尺度為8 mm，整體網(wǎng)格數(shù)量在500 W～600 W之間。圖11、圖12、圖13為在實(shí)驗(yàn)工況下氣動(dòng)特性值對(duì)比。

圖11、圖12、圖13為在實(shí)驗(yàn)工況下氣動(dòng)特性值對(duì)比。數(shù)值計(jì)算時(shí)，通過對(duì)網(wǎng)格、邊界層以及計(jì)算模型等的調(diào)整，使得數(shù)值計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值之間的誤差在允許誤差范圍內(nèi)。圖14為機(jī)翼迎角為5°，離地間隙為30 mm時(shí)車頭右側(cè)機(jī)翼及車尾左側(cè)機(jī)翼上表面的表面流動(dòng)狀況。車身側(cè)向擾流及機(jī)翼端板擾流加劇了氣流在機(jī)翼上表面的分離趨勢(shì)[13-15]。氣流流過前端翼后，使得后端翼處于前端翼氣流尾流湍流區(qū)，紊亂的來流使得后端翼上表面流動(dòng)狀態(tài)更為復(fù)雜。由于前端翼來流相對(duì)均勻，因此對(duì)氣動(dòng)特性的主要影響因素為車身的側(cè)向擾流及端板擾流。但后端機(jī)翼流場(chǎng)處于車身側(cè)向擾流、前端機(jī)翼尾部紊流和端板側(cè)向擾流混合影響，特別是前端機(jī)翼尾部紊流導(dǎo)致了后端機(jī)翼來流流速變化和來流分離加劇。前后端機(jī)翼周圍流動(dòng)的不均勻性使得其氣動(dòng)特性有所不同，將導(dǎo)致列車在運(yùn)行時(shí)前后機(jī)翼產(chǎn)生升力差，嚴(yán)重者將誘導(dǎo)列車以及機(jī)翼振動(dòng)。

5 結(jié)束語

通過對(duì)高升力翼型LA203A 在地面效應(yīng)存在的情況下進(jìn)行了氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)并對(duì)基礎(chǔ)翼型與優(yōu)化翼型進(jìn)行了對(duì)比分析，最后利用數(shù)值模擬機(jī)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法通過對(duì)整車的地面效應(yīng)進(jìn)行了地效分析對(duì)比，得出以下結(jié)論：

與基準(zhǔn)翼型相比,新翼型的升阻比有明顯提高，特別是在迎角范圍5°至6.5°、離地間隙在1/2至3/4倍氣動(dòng)弦長(zhǎng)的情況下，翼型氣動(dòng)特性(升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比)有較大提升。翼型升阻比隨離地間隙的增加而減少，離地間隙變化范圍在大于等于一倍弦長(zhǎng)時(shí)升阻比變化趨于平緩，表明此時(shí)離地間隙不再是影響升阻比的變化主要因素。

利用遺傳算法進(jìn)行高升力翼型的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究及對(duì)優(yōu)化前后翼型地面效應(yīng)分析研究,對(duì)氣動(dòng)懸浮列車的氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究具有一定的指導(dǎo)意義。

利用數(shù)值模擬及風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法對(duì)保留氣動(dòng)懸浮列車大部分特征的實(shí)驗(yàn)車型的地面效應(yīng)的分析得出，優(yōu)化后翼型滿足氣動(dòng)懸浮列車的氣動(dòng)要求(高升低阻)。通過油流法對(duì)機(jī)翼上表面流動(dòng)分析，后端機(jī)翼處于前端機(jī)翼尾部湍流區(qū)，不均勻的來流使得后端機(jī)翼氣動(dòng)特性產(chǎn)生不穩(wěn)定影響，該不穩(wěn)定的影響可能導(dǎo)致列車在運(yùn)行時(shí)出現(xiàn)前后升力的變化差及機(jī)翼顫振。該點(diǎn)需要繼續(xù)研究從而找出降低相互影響同時(shí)又滿足氣動(dòng)懸浮列車升力需求的最優(yōu)距離及迎角范圍。

[1]Kohama Y. Mechanical civilization induced earth pollution problem, and Aero-Train[J]. Trans. of the Japan Soc. of Mechanical Engineers,B, 2005, 71(707): 1733-1737. (in Japanese)

[2]Tomaru H, Kohama Y. Wind-tunnel investigation of aerofoil for wing in ground effect[J]. Nagare, 1991, 10: 47-60.(in Japanese)

[3]Mohammed Rafiuddin AHMED, Yasuaki KOHAMA. Experimental investigation on the aerodynamic characteristics of a tandem wing configuration in close ground proximity[J]. Jsme International Journal, 1999, 42(4): 612-618.

[4]Kohama Y. An application of ACV to railway transportation[C]//25th Aircraft Symp, 1987. (in Japanese)[5]Hicks R, Henne P. Wing design by numerical optimization[J]. Jounnal of Aircraft, 1978, 15(7):407-413.

[6]王福軍. 計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)分析[M]. 北京: 清華大學(xué)出版社, 2004.

[7]方開泰, 馬長(zhǎng)興. 正交設(shè)計(jì)與均勻設(shè)計(jì)[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 2001.

[8]Li P F, Zhang B Q, Chen Y C. An effective transonic airfoil optimization method using Response Surface Model (RSM)[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2012, 30(3): 395-401.李沛峰, 張彬乾, 陳迎春. 基于響應(yīng)面和遺傳算法的翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究[J]. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào), 2012, 30(3): 395-401.

[9]Wang X P, Gao Z H. Aerodynamic optimization design of airfoil based on genetic algorithm[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2000, 21(3): 70-75.王曉鵬, 高正紅. 基于遺傳算法的翼型氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2000, 21(3): 70-75.

[10]Wang X P. Study of genetic algorithm for aerodynamic optimization and design[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2001, 19(2): 129-134.王曉鵬. 氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)中的遺傳算法研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2001, 19(2): 129-134.

[11]Qin X G, Liu P Q, Qu Q L, et al. Numerical simulation and analysis on aerodynamics of three-element airfoil in ground effect[J]. Journal of Aerospace Power, 2011, 26(4): 890-896.秦緒國(guó), 劉沛清, 屈秋林, 等. 多段翼型地面效應(yīng)數(shù)值模擬與分析[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2011, 26(4): 890-896.

[12]Sobieczky H. Parametric airfoils and wings[M]. Recent Development of Aerodynamic Design Methodologies. Vieweg+Teubner Verlag, 1999: 1-16.

[13]Chen S, Hang F, Khalid M. Aerodynamic optimization for a high-lift airfoil/wing configuration[R]. AIAA 2004-5078.

[14]Jung S, Moon B R. Toward minimal restriction of genetic en-coding and crossovers for the two-dimensional euclidean TSP[J]. IEEE Transactions on Evolutionary Computation, 2011, 6(12): 557-565.

[15]Jens Madsen. Response surface techniques for diffuser shape optimization[J]. AIAA Journal, 2000, 38(9): 1512-1518.

Optimization and wing-in-ground analysis on Aero-train unidirectional-wing

Lai Chenguang1,2, Ren Boqi2, Yan Zhigang2,*, Wei Yuanyuan2

(1.KeyLaboratoryofManufactureandTestTechniquesforAutomobilePart,MinistryofEducation,
ChongqingUniversityofTechnology,Chongqing40054,China;2.SchoolofAutomobileEngineering,ChongqingUniversityofTechnology,Chongqing400054,China)

Aero-train is a new transportation with high speed and low energy consumption is based on the wing-in-ground effect(WIG).The Aero-train concept proposed Tohoku University in Japan in the first place and the relevant research carried out the support of the Japanese government. In this paper, the aerodynamic optimization design of LA203A is carried out by using genetic algorithm and numerical simulation method.the simulation analysis ground effect optimized airfoil, the influence of the ground clearance and the attack angle on the drag, lift and lift drag ratio of the -train and the aerodynamic characteristic is improved .CFD technology to the aerodynamic characteristic of AERO-1 with wings and optimized wings and the flow field characteristics around the front and rear wing. the aerodynamic characteristics of Aero-train with optimized wing, the wind tunnel test was in Jilin University. The lift-drag ratio of optimized airfoil which optimized by genetic algorithm method is 26% higher than the airfoil. The provides theoretical basis for the analysis of wing-in-ground effect and the research Aero-train.

Aero-train; airfoil; wind tunnel test; genetic algorithm; wing-in-ground; CFD

0258-1825(2017)01-0123-06

2015-06-11;

2016-05-13

國(guó)家自然科學(xué)基金(51305477)

賴晨光(1978-)，男，教授，研究方向：汽車空氣動(dòng)力學(xué) .E-mail：10442725@qq.com

閻志剛*(1990-)，男，碩士研究生，研究方向：汽車空氣動(dòng)力學(xué).E-mail：847058190@qq.com

賴晨光, 任浡麒, 閻志剛, 等. 氣動(dòng)懸浮列車單向翼翼型優(yōu)化與地面效應(yīng)分析[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(1): 123-128.

10.7638/kqdlxxb-2015.0159 Lai C G, Yan Z G, Ren B Q, et al. Optimization and wing-in-ground analysis on Aero-train unidirectional-wing[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(1): 123-128.

V211.3; V211.7

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0043