基于遗传算法和分布式计算的翼型优化设计研究

将优化方法中的遗传算法与高精度的CFD分析方法相结合，并将其引入到气动优化设计中。为了提高采用遗传算法的气动优化设计的效率，探讨了将分布式计算与遗传算法相结合，形成了基于遗传算法和分布式计算的气动优化设计方法，并应用该方法进行了翼型的气动优化设计。设计实践表明，该方法是可行的，且由于采用了混合遗传算法和分布式计算而提高了优化的质量和效率。风洞试验的结果也验证了CFD计算与优化设计方法的可靠性。     

考虑气动弹性影响的机翼复杂气动外形设计研究

根据气动-结构一体化设计思想,结合机翼在真实飞行条件下受到气动载荷产生弹性变形的问题,进行了一种考虑静气动弹性影响的复杂机翼气动外形反设计方法研究.气动载荷及机翼结构弹性变形由基于非结构网格的三维Euler方程耦合结构力学平衡方程求解得到;用Takanashi余量修正方法作为机翼反设计方法,进行"复杂机翼气动弹性分析-简单光滑机翼反设计"循环迭代设计.以某型带有挂架及翼梢小翼的支线飞机大展弦比机翼作为设计算例,设计结果表明发展的设计方法是可行的,具有很高的工程实践意义和实用性.     

基于响应面的变复杂度气动分析模型

结合变复杂度和响应面近似建模方法，采用CFD和工程估算气动分析方法，构建了基于响应面校准的变复杂度气动分析模型。以冲压发动机导弹为例，采用拉丁超方取样技术，选取6个CFD计算状态，建立了差值和比值校准响应面，并比较校准后的气动性能与CFD分析。结果显示，基于差值校准响应面的变复杂度方法具有较好的逼近能力和计算效率，适合于飞行器多学科设计优化过程的气动分析。     

参数化艇身阻力特性的全局敏感度及设计空间

为有效降低飞艇艇身外形设计参数的维度、提高设计效率,并给予飞艇艇身初期设计一定的参考和指导.结合PARSEC(parametric section)参数化方法、计算流体力学(Computational fluid dynamics, CFD)方法和基于方差的Sobol全局敏感度分析方法,形成了一套艇身外形参数关于阻力系数敏感度的评价体系.首先,采用物理意义明确的PARSEC方法描述飞艇艇身外形轮廓线.然后,由拉丁超立方抽样(Latin hypercube sampling, LHS)所产生样本艇身的阻力系数通过二维轴对称模型的CFD数值方法得到,CFD数值方法求解精度通过6个典型流线型旋成体的实验数据得到了验证,在保证雷诺数一致的情况下,计算和实验所得艇身阻力系数的平均相对误差为1.5%.最后,通过Sobol全局敏感度分析方法对艇身外形参数进行了敏感度排序.研究结果表明,与艇身阻力系数最敏感的3个参数分别为头部半径r_h、最大半径r_d和最大半径位置x_d.在此工作基础上形成了飞艇艇身外形的设计空间,所得设计空间对提高飞艇外形设计效率、降低飞艇气动阻力系数具有积极意义.     

流线型箱梁气动外形的数值优化

为改善基于风洞试验的桥梁断面气动外形优化方法所固有的人力物力耗费、搜索范围有限等缺点,提出了一套基于数值计算和数学策略的主梁气动外形优化方法。选取断面下腹板倾角和梁高作为设计变量,以计算流体力学(CFD)模拟和颤振时域法作为数值计算手段替代风洞试验,将试验设计、蚁群混合遗传算法与Kriging代理模型作为协同数学策略替代试错法,探索优化了苏通长江大桥流线型箱梁断面颤振性能最佳的参数匹配方案。结果显示,设计域内最优断面颤振临界风速比原型断面提高8%,下腹板倾角相比梁高对颤振性能影响更大,且存在交互作用。主梁断面气动外形数值优化方法能够较好地取代风洞试验进行外形寻优,研究对以后大跨度桥梁断面选型具有借鉴意义。     

高速列车头型气动反设计方法

基于支持向量机响应面模型,发展高速列车头型有约束气动反设计方法.为了减少流场计算量,针对反设计指标和约束条件分别建立对应的响应面模型,通过粒子群优化算法寻找满足设计目标值和约束条件的反设计外形.为了验证该方法的有效性,以3辆编组真实外形高速列车的1∶8缩比外形为研究对象,将整车气动阻力系数和流线型部分容积作为设计指标,研究单目标无约束、有约束及多目标无约束反设计方法.结果表明:采用提出的反设计方法能够快速得到满足设计指标和约束条件的高速列车头型,很容易拓展为能够解决任意复杂几何外形的多目标、有约束气动反设计方法,有利于提高高速列车头型工程设计的效率及针对性.     

W-型无尾气动布局研究

提出了一种新型的飞机气动外形——W-型无尾布局及其气动设计思想，初步研究了两种气动布局方案：前掠翼无尾气动布局和W-型无尾气动布局。采用Euler方程加附面层修正的数值分析方法，研究了两种布局的纵向气动性能，分析了翼身融合及机体大后掠侧缘对气动性能的影响。结果表明，W-型无尾气动布局具有良好的气动性能，其气动设计思想合理可行，具有良好的发展前景。     

基于CFD收敛提前终止和变复杂度模型的两级气动优化方法

高效的气动优化设计方法对于提升小型无人飞行器翼型的气动性能具有重要的价值。针对CFD分析成本较大的问题,提出了基于CFD收敛提前终止和变复杂度模型的两级气动优化方法。在第一级优化中,分别将CFD收敛提前终止和CFD完全收敛的数据作为低、高精度样本建立变复杂度模型。采用多岛遗传算法基于变复杂度模型进行全局优化。第二级优化中,以第一级全局最优解为初值,采用Hooke-Jeeves算法直接基于CFD完全收敛分析进行优化,从而得到局部更精确的解。采用该方法对小型无人飞行器的翼型进行了气动优化设计,并与基于单一精度Kriging代理模型的EGO方法进行了对比。结果表明,文中所提的两级气动优化方法所需的优化耗时更少。     

基于智能算法的汽车气动外形参数多目标优化

为了对汽车外形进行优化设计,利用CFD软件与智能算法相结合的方法,以在天窗微开高速行驶状态下的汽车为优化的对象,选取气动阻力最小、气动升力为0、天窗后缘压强最小为`优化目标,以汽车关键外形参数为设计变量,对汽车气动外形进行多目标优化设计.同时,应用了数据挖掘技术评价设计变量与3个目标函数的影响关系,选取优化后的最佳关键参数制作汽车模型并进行风洞试验验证.研究结果表明:通过遗传算法优化的车身外形,在其他设计目标满足要求的条件下成功地将阻力系数降低了9.5%,并通过风洞试验验证了该智能算法结果的准确性.基于智能算法的汽车气动外形设计具有指导意义与实际应用价值,为汽车气动外形的多目标优化设计提供了一种高效、精确、可靠的先进优化方法.     

基于高斯过程回归的空天飞行器多精度气动建模方法

为了满足空天飞行器在初步设计阶段宽速域、大空域模型的需求，将传统工程估算方法和计算流体动力学（CFD）数值模拟方法分别作为低精度和高精度气动数据来源，基于高斯过程回归模型提出独立于构型的空天飞行器气动性能多精度气动建模方法.在工程估算方法中，以面元法为基础，建立空天飞行器气动力快速估算模型.在CFD数值模拟中通过求解三维可压缩Euler方程实现空天飞行器气动高精度计算.将所提出的多精度气动建模方法应用于FTB外形的双参数气动建模问题中，通过对比分析，发现所提出的多精度气动模型的预测精度、稳定性均优于用同等数量高精度样本构建的单精度代理模型的，预测的相对误差小于1%.将多精度气动模型作为该空天飞行器再入问题气动数据来源，对比分析单、多精度建模方法对再入轨迹仿真的影响，发现所提出的空天飞行器多精度气动建模方法能够更加快速、准确地给出轨迹仿真所需的气动数据.     

Design optimization of transonic compressor stage using CFD and response surface model

In order to shorten the design period, the paper describes a new optimization strategy for computationally expensive design optimization of turbomachinery, combined with design of experiment (DOE), response surface models (RSM), genetic algorithm (GA) and a 3-D Navier-Stokes solver(Numeca Fine). Data points for response evaluations were selected by improved distributed hypercube sampling (IHS) and the 3-D Navier-Stokes analysis was carried out at these sample points. The quadratic response surface model was used to approximate the relationships between the design variables and flow parameters. To maximize the adiabatic efficiency, the genetic algorithm was applied to the response surface model to perform global optimization to achieve the optimum design of NASA Stage 35. An optimum leading edge line was found, which produced a new 3-D rotor blade combined with sweep and lean, and a new stator one with skew. It is concluded that the proposed strategy can provide a reliable method for design optimization of turbomachinery blades at reasonable computing cost.     

基于响应面和遗传算法的翼型优化设计方法研究

文章针对气动优化设计中高效率和高精度的矛盾,综合响应面方法和遗传算法的优点和不足,采用多项式响应面模型代替原始遗传算法中计算量庞大的目标特性分析模型,建立了多项式响应面模型和遗传算法相结合的翼型优化设计方法,在采用N-S方程进行气动求解达到较高的精度情况下,求解次数显著减少,优化效率大大提高。研究了设计变量对优化设计效率的影响,文中方法在较少设计变量、较少N-S方程求解次数情况下,即可得到满意的优化设计结果。设计区间对响应面模型精度的影响显著,合适的设计区间既可保证模型精度,减少响应面预测结果和CFD计算结果的偏差,又可获得最佳优化结果。文中方法适用于翼型的单设计点和多设计点优化设计问题,具有原理简单、适应面宽、快速易行,且精度高等特点,可广泛应用于工程设计问题中。     

微型轴流风扇优化设计系统的设计实现

设计高性能的微型轴流风扇,同时降低设计成本、缩短设计周期,是轴流风扇研究的主要目标.采用孤立叶型法、计算流体动力学技术和遗传算法相结合的策略,构建微型轴流风扇优化设计系统.该系统采用面向对象的设计方法和模块化的构造方法,采用C++及Open GRIP语言编写,并提供开放式接口,使系统易于完善和扩充.在此系统下可以实现微...     

基于面积律概念的超音速减阻设计方法

在分析基于线性理论的跨、超音速面积律设计方法的优点与不足的基础上,依据CFD方法在流场分析和气动力计算方面的优势,提出了面积律概念指导下的CFD技术减阻设计方法。与传统的超音速面积律方法比较,该方法给出了面积律作用的物理原因,直接建立了横截面积分布与流场品质之间联系,修形设计目标直观明确、减阻效果明显,且设计工作量小,具有进行复杂外形超音速减阻设计的能力。算例表明,该方法对复杂外形的强约束减阻设计具有很好的适应性,对现役飞机改型是一种工程上简单、易行、外形改动小、结果可靠的修形设计方法;对新型飞机设计具有方案颠覆性小、周期短的优点。具有良好的工程实用性和可操作性。     

机翼-机身-尾翼结构的跨音速颤振分析研究

利用无限插值方法(TFI)生成三维多块贴体运动网格，以Navier-Stokes方程为控制方程，求解机翼-机身-尾翼结构的跨音速非定常气动力，并与颤振方程耦合迭代计算，求解飞行器广义位移响应的时间历程，根据广义位移的时间历程的衰减、等幅和发散振荡等情况确定飞行器跨音速颤振临界条件。为了提高计算效率，研制了以多台微机组成的分布式计算系统。开发了颤振分析并行软件。经算例验证，计算结果与实验结果和理论分析相吻合。     

多Agent自动协商中的改进遗传算法

针对多Agent自动协商中所存在的协商时间长、复杂性高、协商结果无法保证等问题,文中提出了一个基于Pareto最优解的改进遗传算法。该算法在评价函数、种群规模与分布、交叉和变异操作等方面都对传统遗传算法进行了改进,以提高具有高维度多Agent自动协商中算法的性能和效率。通过买卖Agent之间的多对多自动协商典型算例表明,这种算法在保证不同利益群体Agent之间协商取得Pareto最优解的稳定性和使得协商参与者达到协同进化等方面都具有明显的优势。     

应用混合遗传算法的建筑结构优化设计

提出一种离散变量结构优化设计的单向搜索算法并与标准遗传算法结合成混合遗传算法,即发挥了单向搜索算法省时、高效、局部搜索能力强的特点,又发挥了遗传算法全局性好的特点。算例结果表明,该方法能直接计算具有应力约束和截面尺寸约束的离散变量结构优化设计问题,也能处理同时具有稳定约束和位移约束的多工况、多约束、多变量的离散变量结构优化设计问题。这种混合遗传算法优于标准遗传算法和单向搜索算法,是兼二者之长,弃二者之短的高效的理想优化设计方法。     

基于分布式遗传算法的多段翼型优化设计

为了提高采用遗传算法的气动外型优化设计的效率，文中探讨了将分布式计算引入到优化设计过程中，实现了基于分布式遗传算法的多段翼型优化设计，进行了多段翼型的缝隙、重叠量和偏转角度等量的优化设计。设计实践表明，该方法是可行的。     

直升机纵向系统鲁棒滑模控制律设计

在建立系统全包线T-S模糊模型的基础上,基于系统品质要求和可测状态约束条件,采用参数鲁棒设计方法,确定反馈控制参数的可用集合,实现等效控制律,相应确定系统的滑模面参数,给出了直升机纵向控制系统的全包线滑模控制律设计结果。仿真结果显示,系统具有较强的抗外界干扰能力,动态品质满足指标要求,表明文中提出的设计方法可行且有效。