离心式压气机耦合松弛多学科设计优化方法

为提高多学科设计优化的寻优效率,以离心式压气机为对象,开展了耦合松弛多学科设计优化方法的研究.针对松散耦合方法建立的离心式压气机的流-热-固耦合分析模型,为了避免反复迭代导致的分析、优化时间过长,构建了分层次的离心式压气机耦合松弛优化设计系统.在气动优化中采用全局寻优算法探索系统最优气动设计方案;在耦合优化阶段,综合考虑学科间耦合及相互作用,在气动优化的基础上局部寻优校验气动优化结果并得到最终设计方案.这种不同复杂层次模型的优化设计有效缩减了系统优化设计周期.     

压气机/风扇叶片自动优化设计的研究现状和关键技术

 着重介绍和分析了近年来快速发展的压气机叶片自动优化设计方法现状、应用特点以及关键技术。通过分析指出：自动优化设计方法设计效率高,适用于高气动性能指标压气机/风扇设计;为缩短优化时间和提高搜索效率,优化算法应首选并行遗传算法;今后在叶片参数化方法、加速流场计算方法以及提高遗传算法的搜索效率方面需进行进一步研究。     

基于控制理论的压气机叶型数值优化方法

将基于控制理论的气动优化方法应用于轴流压气机叶型设计.以Euler方程作为流动控制方程,具体推导得出了其相应的伴随方程,分析了边界条件,并给出求解方法.以给定压力分布作为目标函数,将参数化叶型作为设计变量,在求得目标函数对设计变量的梯度信息后,结合BFGS优化算法得到优化方向,更新设计变量完成叶型的优化设计.通过三个算例验证了该叶型优化设计方法的有效性.      

离心压气机通流/造型/CFD参数化优化设计集成反问题方法

在自主开发的离心压气机通流/造型反问题设计程序的基础上, 发展了一套离心压气机的通流/造型/CFD于优化设计程序系统下集成的反问题方法, 建立了离心压气机的参数化优化设计平台.采用“试验设计+响应曲面模型+近似优化”的快速优化算法, 对一个10 daN推力级微型涡喷发动机的离心压气机进行了多准则气动优化.结果表明, 这种过程集成的快速优化方法是很有效的.      

基于多目标遗传算法的多级轴流压气机优化设计

建立了一种多级轴流压气机的多目标优化设计方法。采用流线曲率法计算压气机气动性能，结合多目标遗传算法来进行性能参数优化。针对一台两级轴流压气机，选定优化设计的目标是最大的总压比和最高的总绝热效率。将转子尾缘的稠度和相对气流角以及静子尾缘的稠度和气流角作为设计变量。通过优化设计得到一组在两个目标上均优于初始设计的Pareto最优解，对典型的Pareto最优解和初始设计进行分析、比较，证明了该优化设计方法的有效性。     

多级轴流压气机S2正问题气动性能优化

将求解多级轴流压气机特性的S₂正问题计算程序集成在ISIGHT优化软件上,构建压气机S₂正问题气动性能优化平台.针对某4级轴流压气机,通过调整沿径向截面的叶栅弯角、叶栅稠度、叶型最大相对厚度等参数,考核设计几何参数对S₂正问题计算效率目标函数的影响程度,择优选取设计参数作为优化变量,建立响应面模型,结合遗传算法,对目标函数进行优化.结果显示压气机特性整体提高,设计点压比增加19.6%,效率提高4.66%,折合转速1.0下的稳定裕度增大到22.32%,验证了构建优化平台在压气机气动设计中的实用价值,可供内流叶轮机气动性能优化设计参考.      

基于随机排序微分进化算法的多级轴流压气机优化技术

为了精确处理多级轴流压气机优化设计过程中的约束条件,提高优化设计可靠性,引入了随机排序微分进化算法。使用随机排序算法处理优化问题中普遍存在的约束条件,并将该算子与微分进化算法耦合。使用13个基准测试函数对算法进行了性能测试。测试结果表明该算法具有可观的精确性和稳定性。随后,对一弹用5级轴流压气机进行了优化设计,在满足约束的条件下,总压和等熵效率分别得到了1.979%和2.5%的效率提升。     

高负荷压气机径向间隙工程优化设计与验证

为减小径向间隙对高负荷压气机气动性能的负面影响,从工程实用角度出发,研究了压气机运转周期内转子叶尖间隙变化规律,对不同间隙对压气机性能的影响进行了对比分析,综合考虑气动性能和结构工程设计,对转子叶尖间隙进行了优化设计。基于可调静叶实际具体结构,研究了可调静叶圆台不同位置处间隙在不同转速下的变化规律,采用全三维数值模拟对不同静叶间隙气动性能进行了对比分析,并开展方案优化设计。将径向间隙优化设计方法应用于高负荷压气机设计中,试验验证表明:该压气机相对于第四代发动机的压气机平均级压比提高了16%,效率提高了1%,三维特性预估准确,验证了压气机转、静子叶片间隙优化设计的合理性和有效性。     

单级压气机气动优化设计

针对单排叶片气动优化设计难以保证级性能的问题,对一单级跨声速压气机进行了动静叶匹配的同时优化设计。以动叶中的掠、倾,静叶中的弯为设计自由度,对NASA Stage35进行了以气动设计点与峰值效率点为优化点的多工况气动优化设计,得到了动叶前掠、静叶向压力面侧弯曲的优化压气机级,其全工况性能均有不同程度的改善。     

利用周向涡量对压气机进行气动数值优化

采用人工神经网络结合遗传算法,利用周向涡量,对一单级低速压气机转子空间弯掠积叠曲线进行了气动数值优化.优化目标为小流量工况下绝热效率最大.结果表明,优化后转子出口的周向涡量分布改善,压气机级在小流量区域的效率得到很大提高,稳定工作裕度得以拓宽.该方法不仅在数学和物理上使得优化进程高效的收敛于最优解,而且能给后续的压气机级提供一个组织有序的流场.      

Pressure distribution guided supercritical wing optimization

Pressure distribution is important information for engineers during an aerodynamic design process. Pressure Distribution Oriented (PDO) optimization design has been proposed to introduce pressure distribution manipulation into traditional performance dominated optimization. In previous PDO approaches, constraints or manual manipulation have been used to obtain a desirable pressure distribution. In the present paper, a new Pressure Distribution Guided (PDG) method is developed to enable better pressure distribution manipulation while maintaining optimization efficiency. Based on the RBF-Assisted Differential Evolution (RADE) algorithm, a surrogate model is built for target pressure distribution features. By introducing individuals suggested by sub-optimization on the surrogate model into the population, the direction of optimal searching can be guided. Pressure distribution expectation and aerodynamic performance improvement can be achieved at the same time. The improvements of the PDG method are illustrated by comparing its design results and efficiency on airfoil optimization test cases with those obtained using other methods. Then the PDG method is applied on a dual-aisle airplane’s inner-board wing design. A total drag reduction of 8 drag counts is achieved.     

压力载荷下的结构拓扑-形状协同优化

 压力载荷作用下的结构轻量化设计是工程中的常见问题,由于压力加载面的可设计性,现有以固定载荷为基础的拓扑优化技术不能很好地处理这类问题。直接采用CAD参数化样条或B样条曲线描述压力加载面,通过拓扑和形状变量的联合优化满足了工程实际对结构轻量化与边界的功能性与光滑性设计要求。同时,为了避免结构边界形状变化时有限元网格刷新引起的定义拓扑伪密度变量的困难,用所提出的背景网格和密度点技术实现了每一步单元密度设计迭代结果的自动传递,并采用网格变形技术实现了形状设计变量灵敏度分析。采用4个数值算例验证了方法的有效性,其中发动机承力框架的设计结果充分说明该方法在航空结构设计中的重要应用价值。     

基于代理模型的高效全局低音爆优化设计方法

研究发展高效实用的低音爆优化设计方法,对于新一代低音爆超声速客机的研制具有重要的理论意义和应用价值。目前国内外发展的低音爆优化方法主要包括遗传算法（GA）和基于Adjoint的梯度优化。遗传算法虽然具有较强的全局优化能力,但其优化效率较低,无法很好满足实际应用的需要;而梯度优化虽然优化效率高,但易陷入局部最优。将最新发展的代理优化算法与音爆预测方法相结合,发展了一种具有全局优化能力的高效低音爆优化设计方法。首先,概述了所采用的线性音爆预测方法,并用NASA超声速圆锥体模型进行验证,表明其计算效率高、预测精度可满足飞行器初步设计的需要。其次,对所采用的代理优化（SBO）方法进行了概述,包括试验设计、代理模型建模、优化加点准则和收敛标准等。再次,运用所发展的方法开展了NASA多段圆锥体模型的低音爆优化设计算例研究,并与遗传算法和梯度优化的结果进行了比较,表明其优化效率比遗传算法提高了2个量级以上,且优化结果优于梯度方法。最后,将所发展的方法应用于AIAA音爆预测大会提供的翼身组合体外形（69°后掠三角翼）的低音爆优化设计,将远场音爆N型波峰值减少了27.4%,表明所发展的方法在复杂外形低音爆优化设计中具有很好的应用潜力。     

伴随压力分布反设计方法在大型客机气动优化中的初步探索

从工程应用角度出发,对离散伴随压力分布反设计优化方法在宽体客机机翼设计中的应用进行了研究。提出了三维构型伴随压力分布反设计与伴随优化相结合的优化设计思路,促进了离散伴随气动优化设计方法的工程化。首先,针对CRM机翼构型进行了三维压力分布反设计,验证了离散伴随压力分布反设计在三维问题中的准确性和高效性。其次,应用提出的新的优化设计思路,在某宽体全机构型两点气动优化结果的基础上,引入压力分布反设计约束方法,改进了机翼压力分布和低马赫数的阻力蠕增特性,并取得了不错的减阻及阻力发散特性提升效果,提升了优化构型的工程适用性。     

应用多目标遗传算法的叶栅气动优化设计

采用Pareto排名策略和共享小生境技术, 实现遗传算法的多目标优化设计.叶栅的气动性能通过求解二维Navier-Stokes方程获得.本文中压气机叶栅的多目标优化确定为在给定条件下同时追求高增压比和低总压损失系数.优化设计获得的Pareto解集显示出本文发展的优化设计平台能够较好的实现多目标的气动优化设计.      

A surface parametric control and global optimization method for axial flow compressor blades

An aerodynamic optimization method for axial flow compressor blades available for engineering is developed in this paper. Bezier surface is adopted as parameterization method to control the suction surface of the blades, which brings the following advantages:(A) significantly reducing design variables;(B) easy to ensure the mechanical strength of rotating blades;(C) better physical understanding;(D) easy to achieve smooth surface. The Improved Artificial Bee Colony(IABC) algorithm, which significantly increases the convergence speed and global optimization ability, is adopted to find the optimal result. A new engineering optimization tool is constructed by combining the surface parametric control method, the IABC algorithm, with a verified Computational Fluid Dynamics(CFD) simulation method, and it has been successfully applied in the aerodynamic optimization for a single-row transonic rotor(Rotor 37) and a single-stage transonic axialflow compressor(Stage 35). With the constraint that the relative change in the flow rate is less than0.5% and the total pressure ratio does not decrease, within the acceptable time in engineering, the adiabatic efficiency of Rotor 37 at design point increases by 1.02%, while its surge margin 0.84%,and the adiabatic efficiency of Stage 35 0.54%, while its surge margin 1.11% after optimization, to verify the effectiveness and potential in engineering of this new tool for optimization of axial compressor blade.     

基于数值优化方法的离心压气机工作轮气动设计

将三维N-S方程流场计算、网格自动生成、Hicks-Henne函数叶型和子午面流道参数化与单纯形法寻优相结合,研究构成离心压气机工作轮自动优化设计软件。采用本文方法进行气动优化设计,流场计算要求有较高精度。对Krain工作轮的计算并与实验结果比较表明,流场计算程序具有令人满意的计算精度。在目标函数设定时,兼顾非设计点性能达到在设计转速下整个流量范围内的气动性能优化。采用所研制软件,对两个离心压气机工作轮进行优化设计,优化工作轮达到在压比近似不变的前提下效率有效提高。     

超临界机翼多目标气动优化设计的策略与方法

超临界机翼的气动设计十分复杂,往往需要借助于有效的优化手段。然而,优化方法本身往往无法直接表达真实完整的设计意图,因此需要将工程需求和约束转换为优化方法所能处理的数学形式。本文首先探讨了梯度优化方法和进化类优化方法在气动优化中的表现。之后简要总结了前人在飞机气动设计中提出的准则和要求,并基于压力分布形态定义了超临界机翼气动设计的关键特征及定量要求,探究其在超临界机翼气动优化设计中的应用效果。研究结果表明,在多目标优化中引入面向压力分布形态特征的目标和约束,能有效引导优化体现工程设计思想,进而提高优化效率。     

双辐板涡轮盘/榫结构优化设计方法

提出双辐板涡轮盘/榫三维结构优化设计方法,包括:以盘/榫总质量作为目标函数,分部管理的设计参数,盘/榫结构分部快速优化/整体精细优化策略;基于ANSYS软件,建立了双辐板涡轮盘/榫结构优化设计平台.针对某高压涡轮转子,设计了两种双辐板涡轮盘/榫模型,分析了盘缘喉部半径、盘缘厚度参数对盘/榫危险区应力的影响.优化结果表明:双辐板涡轮盘比单辐板涡轮盘应力分布更加均匀;在满足结构强度约束条件下,两种双辐板涡轮盘分别比单辐板涡轮盘减质19.90%和17.35%;对双辐板涡轮盘/榫模型进行优化,采用该优化设计方法的计算时间仅为采用常规三维优化方法的1/3,表明其优化设计方法的合理性及高效性.      

Aeroelastic two-level optimization for preliminary design of wing structures considering robust constraints

An aeroelastic two-level optimization methodology for preliminary design of wing struc- tures is presented, in which the parameters for structural layout and sizes are taken as design vari- ables in the first-level optimization, and robust constraints in conjunction with conventional aeroelastic constraints are considered in the second-level optimization. A low-order panel method is used for aerodynamic analysis in the first-level optimization, and a high-order panel method is employed in the second-level optimization. It is concluded that the design of the abovementioned structural parameters of a wing can be improved using the present method with high efficiency. An improvement is seen in aeroelastic performance of the wing obtained with the present method when compared to the initial wing. Since these optimized structures are obtained after consideration of aerodynamic and structural uncertainties, they are well suited to encounter these uncertainties when they occur in reality.