涡轮叶片的气动-热-结构多学科设计优化研究

涡轮叶片设计是典型的多学科问题,在保证结果精度的同时必须重视计算效率.通过控制样本的数量和质量,近似模型能够在保证一定精度的前提下,简化多学科优化过程中的数据管理,并提高优化效率.通过分析涡轮转子叶片的气动-热-结构三个学科的设计过程和数据传递关系,充分利用各学科现有的分析工具,建立了涡轮叶片的气动-热-结构多学科优化设计框架.对某涡轮转子叶片分别使用Kriging近似模型和精确分析方法进行优化对比,可以看出两者的结果误差约为1.86%,而效率提高了将近46%,表明采用近似方法的优化结果在工程上是可用的,而且在计算效率更占优势.      

基于Kriging模型的涡轮叶片多学科设计优化

引入基于Kriging模型的近似技术, 建立了一种三维涡轮叶片的多学科设计优化方法.系统介绍了Kriging近似模型, 采用松散耦合方法考虑叶片各学科之间的耦合关系, 在多学科耦合分析的基础上, 采用多学科可行方法与基于Kriging模型的多学科优化方法分别进行了优化和比较.算例表明, 同等条件下相对于前者, 后者能够在精度无明显损失的情况下更快地收敛到最优解, 使涡轮叶片的各项性能得到明显改善, 证明该优化方法是可行有效的.      

基于双循环的涡轮叶冠多学科设计优化

针对经典的多学科设计可行方法(MDF)的低效率问题,开展了利用可变复杂度建模方法改进MDF策略的研究.以涡轮叶冠为对象,综合考虑优化精度和优化效率,利用响应面方法近似高精度分析,简化计算难度,提高优化效率;合理引入可变复杂度建模方法,通过双循环结构优化策略周期性地调用高精度分析更新响应面方程来保证优化精度.基于双循环的涡轮叶冠多学科优化设计(MDO)表明,优化设计目标降低了1.4%,明显好于经典MDF策略(0.97%),整个优化策略共耗时2h39min,仅是经典MDF的优化时间的1/3.     

涡轮叶片流固耦合协作优化方法

针对结构和流场相互影响的流固耦合多学科设计问题,提出一种耦合量曲面拟合的协作优化方法。其特点是用曲面函数拟合结构-流场界面耦合量(温度、气压和变形)的空间分布,并用曲面拟合参数的一致性代替原有耦合量界面分布的学科一致性。涡轮叶片的算例表明:曲面拟合函数可以表征结构和流场界面的耦合量;用拟合参数的一致性代替界面直接耦合是可行的;该协作优化方法是可以用来解决流固耦合多学科优化设计问题的。     

基于多层优化策略的涡轮盘叶设计研究

针对涡轮多学科优化设计,将多层优化策略中的重要原则学科自治扩展到组件自治;并结合目前的多学科优化策略BLISS(bi-level integrated system synthesis)2000和CO(collaborative optimization)以及ATC(analytical target cascading),设计出新的多学科优化框架.利用BLISS2000建立了涡轮盘叶的两层双子系统优化框架和两层三子系统的优化框架;结合BLISS2000和CO各自的优点构建了三层三子系统优化框架;从定性的分析角度排除了ATC在涡轮多学科多层优化设计上的应用.通过对比分析,三子系统的多层优化策略的优势主要体现在优化效率方面;层与层之间存在复杂的交互迭代过程导致三层系统往往比双层系统表现出差的精度和效率.      

基于分解策略的涡轮叶片可靠性及多学科设计优化

将反一阶可靠性分析方法与多学科可行方法相结合,提出了一种适用于涡轮叶片复杂结构的可靠性及多学科设计优化方法.在优化过程中使用Kriging近似模型并不断提高模型精度,解决了多学科可行方法反复调用仿真程序进行多学科分析,计算量较大的问题.该方法将可靠性分析与多学科优化过程分离,提高了优化计算效率.以某型涡轮叶片的设计优化为例,对该方法进行了验证并与传统双循环方法进行了对比.结果表明,优化结果满足可靠性的要求,与双循环方法相比优化效率提高63.8%,证明了该方法在工程应用中的可行性和有效性.      

大膨胀比向心涡轮多学科优化设计及敏感性分析

向心涡轮内部流动复杂,功率密度大且结构限制严,因此,向心涡轮的设计必须考虑到气动、强度、结构等多学科间的耦合问题。采用多学科优化策略是提升向心涡轮气动效率和安全可靠性的一种可行途径。基于向心涡轮结构特点,发展了通用的向心涡轮三维参数化造型方法。耦合多目标优化算法和向心涡轮三维参数化方法,建立了向心涡轮多目标多学科优化设计体系。以频率为约束,以提高总静效率、降低叶根最大应力为优化目标,开展了向心涡轮的多学科优化设计。优化后,在避开所有危险共振频率的前提下,就单一性能指标而言,涡轮级的总静效率最高可提高1.35%,叶根最大当量应力最高可降低12.54%。进一步,对设计空间开展了敏感性分析,揭示了对性能指标影响显著的设计变量,阐明了关键设计变量对性能指标的影响机制。     

航空发动机涡轮叶片的多学科设计优化

叙及了多学科设计优化技术在航空发动机涡轮叶片设计中的应用研究,对涡轮叶片多学科设计优化方法进行设计的具体实施过程进行了介绍,讨论了结构、气动、传热、强度、振动和寿命以及优化算法等跨学科之间进行耦合优化设计的理论和方法。文末给出了一计算实例。      

基于网格变形技术的涡轮叶片变形传递

为实现学科耦合,需要在涡轮叶片多学科设计优化的气动模型和结构模型之间传递温度、气压和变形等载荷.研究结构变形向气动网格传递的实现方法.参数空间插值方法解决耦合面网格不一致时的变形插值问题;网格变形技术用来调整气动网格内部节点的位置,保证变形传递后的网格质量.某涡轮叶片变形传递实例的表明:该方法能够用于多学科设计优化问题中的变形传递.      

涡轮叶片多学科可靠性及稳健设计优化

为了得到一种适用于涡轮叶片复杂结构并同时考虑可靠性及稳健性的多学科设计优化方法,将6sig-ma可靠性及稳健设计优化方法与多学科可行方法(MDF)相结合,采用二阶Taylor展开法进行可靠性及稳健性分析,实现了涡轮叶片多学科6sigma可靠性及稳健设计优化。使用Kriging近似模型并不断提高模型精度,解决了多学科可行方法计算量较大的问题。实例分析表明,与确定性多学科设计优化相比,采用该方法得到的涡轮叶片可靠性及稳健性均有大幅度提高,同时设计目标最优,满足工程应用的要求,验证了该方法在工程应用中的可行性。     

自由网格变形技术在涡轮叶片多学科设计优化过程中的应用

在涡轮叶片多学科设计优化过程中,结构计算的变形向气动模型传递是解决气固耦合时非常重要的一个环节。本文研究了一种网格变形技术———自由网格变形法(FFD)在涡轮叶片多学科设计优化(MDO)过程中的应用。通过涡轮叶片结构模型至气动模型变形传递的例子,表明应用该技术进行变形传递可以避免结构变形向气动网格传递时的气动网格重生成过程,在保证变形后气动模型网格质量的条件下,实现学科间的变形传递,可直接用于解决涡轮叶片MDO过程中学科间解耦的问题。     

基于MDO体系的涡轮叶片热-结构耦合分析

在涡轮叶片参数化建模和气动分析基础上,开发了三维坐标插值程序,实现了学科间载荷信息传递;基于经验准则公式,开发了换热系数计算程序;在研究ANSYS软件参数化设计语言的基础上,利用插值及换热程序输出APDL参数化加载宏文件,实现了边界条件的精确加载;基于ANSYS软件APDL命令流,设计了涡轮叶片热分析模块及热-结构耦合分析模块,为建立涡轮叶片MDO体系奠定了基础。     

学科间载荷参数空间插值传递方法

针对多学科优化分析中面面耦合学科网格间载荷传递的问题, 提出了在参数空间中的三次函数插值传递方法.该方法将三维空间的源学科载荷点投影到二维参数空间平面上, 用三次插值函数对目标点载荷进行计算.此方法解决了叶片表面弯曲对载荷传递精度的影响.某涡轮叶片温度传递的结果表明本文的方法具有很高的精度.      

基于单学科可行法的多学科可靠性设计优化

 近年来对多学科系统中不确定性的研究逐渐增多。针对该问题的计算复杂性,利用序列优化及可靠性评估（SORA）框架,提出用单学科可行（IDF）方法来求解多学科可靠性设计优化（RBMDO）问题。此方法将可靠性分析和多学科设计优化分离开来,分为确定性多学科设计优化和可靠性分析两个问题顺序执行,以提高计算效率。可靠性分析和优化的过程都采用多学科设计优化中高效的方法——IDF方法。最后通过例子验证此方法的有效性,算例结果表明,采用基于IDF的方法,学科1和学科2所用的函数计算次数分别减少了28.9%和25.0%。     

涡轮多学科优化中的气动设计技术探讨

通过对涡轮多学科优化的分析,讨论了多学科优化中的气动设计技术.提出了基于叶栅特征参数和贝塞尔函数的二维叶栅参数化造型方法,并结合积叠轴的掠、弯形成三维复杂几何叶片成型技术.通过对气动优化过程中的数学模型分析,给出了一般要求的约束条件,并根据不同阶段的气动设计和约束条件提出了分阶段嵌套优化方法.针对三维气动计算,对商用软件CFX进行了二次开发,实现了三维计算的自动分网、建模、求解和后处理.最后,结合具体算例完成的优化设计结果表明,其涡轮效率提高了约2.3%,工作叶片数减少13.21%,叶片叶身总质量下降8.96%.      

Aerodynamic/Stealthy/Structural Multidisciplinary Design Optimization of Unmanned Combat Air Vehicle

An optimization strategy is proposed to deal with the aerodynamic/stealthy/structural multidisciplinary design optimization (MDO) issue of unmanned combat air vehicle (UCAV). In applying the strategy, the MDO process is divided into two levels, i.e. system level optimization and subsystem level optimization. The system level optimization is to achieve optimized system objective (or multi-objective) through the adjustment of global external configuration design variables. The subsystem level optimization consists of the aerodynamic/stealthy integrated design and the structural optimization. The aerodynamic/stealthy integrated design aims at achieving the minimum aerodynamic drag coefficient under the constraint of stealthy requirement through the adjustment of local external configuration design variables. The structural optimization is to minimize the structural weight by adjusting the dimensions of structural components. A flowchart to implement this strategy is presented. The MDO for a flying-wing configuration of UCAV is employed to illustrate the detailed process of the optimization. The results indicate that the overall process of the surrogate-based two-level optimization strategy can be implemented automatically, and quite reasonable results are obtained.