英语原文共 11 页，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料
使用商业软件的飞机机翼多学科设计优化
关键词: 多学科优化设计 高保真 飞机的机翼 Surrogate-based优化
摘要：在本文中，研发了一种专门用于飞行器机翼的高保真跨学科优化设计的全自动框架。本设计框架通过一套常用的商业软件的编程/脚本功能集成。在SIEMENSNX中完成几何建模,ensp;在ICEMensp;CFD中完成气动网格划分，使用ANSYSensp;FLUENT得到流动解，在MSC. PATRAN中完成结构有限元建模，在MSC.NASTRAN完成结构分组。采用参数化建模思想，基于机翼性能的结构和气动指标进行评估可以得到其形状和尺寸的要求。为了降低仿真模型的高成本同时能够保持高效的解决高保真度优化问题，采用了基于代理的最优化策略。通过在实际工程中应用于高速客机机翼设计，验证了该方法的可靠性。优化目标是使飞机取由Breguet方程给出的范围中的最大值，同时保持飞机的升力系数和结构安全性。通过考虑形状和结构设计变量，该范围增加了8.9%。
1. 介绍
随着空中交通的持续增长，2016年的客运需求比2015年增长了6.3%[1]，2017年的客运需求比2016年增长了7.6%[2]，提高飞机性能和效率的需求是一个需要关注的问题。为了满足这些要求，必须实现设计工具的演变和设计过程质量的提高，否则会限制了未来飞机概念的发展。设计者的目标是提高系统学习分析过程的效率，使其尽可能地发挥其功能。为了确定最佳设计方案，采用数值分析的方法对多个候选方案的性能进行评价，从中选出性能最好的方案。为此，传统的方法是基于试错程序，这是根据设计师的经验进行分析和修改的手动迭代过程，直到获得满意的设计。这种方法有许多缺点，包括需要付出过多的努力，无法同时考虑几个设计参数并不能保证达到最佳性能。这些问题都是通过设计优化来解决的，设计优化是一种将数学优化算法与仿真工具相结合的方法，目的是自动搜索设计空间中的最优解[3]。通过这个来确定所获得的精确确定的设计是满足问题规范并尊重所有约束的最佳可能候选方案。
在同时考虑多个学科属于多学科设计优化（MDO）的范畴中[6]。MDO是设计过程中使用的最有效的工具之一，因为它可以覆盖正在研究的系统的所有方面[7]。MDO的应用在全局意义上改进了设计，并在设计过程的早期得到了很好的评估。如果不使用MDO，在后期的设计步骤中可能会出现差异，细小的错误会被放大至最大，从而在后期导致昂贵的修改代价。
为了实现和解决机翼设计 MDO问题，文献中提供了多种建模和仿真方法。这些方法可以根据其保真度级别进行分类，即模型或仿真再现真实对象的状态和行为的程度[9]。对于气动分析，保真度是应用于Navier-Stockes（NS）方程的不同简化程度的结果，从Reynoldsaveraged NS（RANS）到势流理论方法[10,11]，如涡格法和升力线理论。相对的，结构分析方法从高保真计算结构力学（CSM）[10,12]到降阶模型，即等效板梁理论，后者使用有限元方法进行离散化。使得现代计算能力使优化过程与简化分析模型相结合成为可能，但由于要求提高复杂系统表示的精度，如结构重量和跨音速和超音速区域的气动阻力，人们对高保真度MDO应用程序越来越感兴趣 [13–15]。
目前软件技术的发展状况允许将高保真计算结构力学（CSM）和计算流体力学（CFD）方法应用到计算机代码中。评估MDO过程中的成本函数需要使用的软件进行工具协作和交换模型数据，特别是当优化考虑形状设计参数时。在这种情况下，必须为每个设计方案更新不同分析模型的构建，特别是领域离散化过程。因此，实现高保真MDO需要开发通用设计环境。另一方面，这些工具进行的代价高昂的模拟，反映在所需的CPU时间上，妨碍了传统优化程序的使用，并强调需要更有效的优化技术。开发MDO环境时的另一个关键问题是软件工具之间的数据交换[16]。各种研究团队，如OpenVSP[17]、CPACS[18]等，已经并正在努力创建一种减少必要链接数量的“公共语言”。
关于飞机设计领域最新进展的文献调查，涉及基于单学科或多学科优化方法的研究，使用低或高保真模型，指出数值优化在飞机机翼结构设计中的应用一直是一个单一的学科，部分/全部基于低保真方法，或完全基于高保真模型，但使用的内部代码不可公共使用。本文提出了一个通用设计框架，旨在评估飞机机翼结构和气动性能。该方法的复杂性和强大之处在于它完全基于使用知名商业软件的高保真模型。整个建模和计算过程是以全自动化的方式执行的。为了降低仿真成本，开发的框架与代理建模技术相结合，为解决MDO问题提供了一个有效的环境，通过将该程序应用于计算空客A320级高速客机的最大航程，证明了该程序的功能性。
2.基于软件集成的机翼设计框架
在这一部分中，提出了一个多学科设计框架的开发，该框架可以进行不同的机翼建模和多样化的分析。在给定机翼参数描述的情况下，该框架允许自动评估结构和空气动力性能指标，这些指标用作优化目标和约束。CAD/CAE集成是通过数据交换转换器实现的，该转换器允许将模型数据导入/导出到中性文件格式或从中性文件格式导出。设计自动化是通过用所用软件的相应编程语言编写脚本并以批处理模式执行来实现的。
开发的设计框架，其工作流程如图1所示，从几何建模模块开始，生成机翼几何图形并导出生成的CAD模型。气动网格划分模块利用CAD模型进行区域离散化处理，并导出得到的网格。其次，对导入的网格进行CFD数值计算，计算气动系数和载荷分布。通过载荷传递模块将CFD网格节点插值到CSM网格节点后，利用气动载荷和结构建模模块的CAD模型建立机翼有限元模型。最后，结构分析模块进行数值计算，求解有限元方程，进行机翼结构尺寸计算。这些模块将在下一小节中详细讨论。用于自动化设计框架的脚本的测试和评论版本在作者的存储库中公开提供[19]。
除了建模和分析工具之外，框架还由作为框架核心的C#应用程序管理。它是集成过程的主要驱动力，负责脚本中设计参数的修改、仿真软件的批处理执行和结果的后处理。
2.1几何模型建立过程
几何图形生成是在开发的设计框架中执行的第一个任务。CAD组件接受机翼形状的参数化描述并自动生成其几何图形。目前的工艺链使用商业CAD软件西门子NX 7.5（以前为Unigraphics）。在NX提供的各种自动化工具中，图形编程交互语言（graphic programming interactive language，GRIP）因其灵活性和方便性而被选用。脚本开发的三个步骤，即编译、链接和执行，是使用一组在批处理文件上操作的系统命令自动完成的，可以从C应用程序执行：
gripbatch -c -dev:osfile -name:lt;output_file_namegt;
-dir:lt;directory_namegt; filespec
gripbatch -l -dev:osfile -name:lt;output_file_namegt;
-dir:lt;directory_namegt; filespec
gripbatch -r -dev:osfile -name:lt;output_file_namegt;
-dir:lt;directory_namegt; filespec
其中output_file_name指定输出的文件名，directory_name是脚本所在的目录，filespec是脚本名。
在这项研究中，机翼的几何形状是由它的截面和平面形状来描述的。大多数运输飞机机翼的双锥形平面可以看作是一个梯形机翼平面，在机翼内侧的后缘有一个额外的三角形区域。
图一 机翼设计框架的工作流程
因此，在梯形翼的基本参数基础上再增加两个参数即可得到其参数化:
bull;Cr – 根弦长；
bull;b / 2 -半翼展；
bull;lambda;- 锥度比率；
bull;ALE- 边缘扫角；
附加参数是：
bull;gamma;c - 梯形和弦Ctpz与根和弦的关系；
bull;gamma;s -扭结位置相对于半跨度的比例；
对于翼型参数化，选择了分类/形状变换（CST）方法[20]是因为它具有一些有趣的特性，包括效率、灵活性和直观性。在给定一组CST参数的情况下，利用C#函数计算点坐标。使用此函数，将在执行夹点脚本之前生成包含上下曲线的点坐标的文件。除了翼型和平面形状参数外，还必须指定有限元建模所需的描述翼梁和翼肋数量和配置的其他参数。
CAD建模首先读取坐标文件并创建相应的点。然后使用样条曲线定义从创建的点生成机翼上下曲线。接下来，使用根弦的值来定义根截面，对获得的曲线进行缩放。然后应用一系列几何变换来定义扭结和尖端部分。这些变换包括向扭结和尖端位置的平移、通过扭结和尖端处的锥度比进行缩放、使用后掠角和多个展向位置处的扭曲分布进行旋转。机翼蒙皮是通过根部曲线、扭结曲线和叶尖曲线挤出曲面来创建的。通过将CAD模型导出为Parasolid和IGES的通用数据转换格式，终止夹点程序的执行，分别被CFD网格划分软件和结构建模软件所采用。
2.2气动啮合
在本研究中，利用通用的网格划分软件ICEM CFD 15.0，ANSYS商业软件包中的模块，围绕机翼几何形状生成一个多块结构网格。为了满足自动化的要求，脚本是通过一个被称为回放文件（.rpl）的脚本来执行的，这个文件可以被ICEM CFD解释。批处理模式的执行通过以下系统命令实现：
lt;ICEMCFD_pathgt; -batch -script lt;script_file_pathgt;
由于网格划分过程不需要设计师的干预，网格生成脚本必须与各种机翼形状兼容，同时确保所研究的每个情况都有一个收敛且正确的解决方案。此外，它必须确保块之间没有任何线交叉，因为它们会导致负体积元素，这可能会产生质量差的网格。因此，脚本必须基于几何设计参数以及一组与机翼表面相关的特征点坐标、角度和长度。这些特征实体的值是通过ICEM中可用的几何操作工具获得的。上述要求更强调了对网格生成进行编程的极端人工劳动的必要性，以便生成的任何配置的网格都能产生一个收敛且正确的解决方案。因此，编写ICEM脚本是设计框架开发中最复杂的任务。网格生成过程由编写的脚本自动完成，包括以下步骤：
从中性CAD文件中导入机翼几何图形；
创建流体域并定义边界曲面；
定义域块；
设置间距参数；
生成网格；
将网格导出到“.msh”文件。
图二 O-O网格拓扑的整体计算域
图三 周边的机翼节点为O-O网格拓扑
本研究采用O-O网格拓扑结构。初始流体区域，如图2所示，首先被分割成一个围绕机翼几何形状的块，之后由于不涉及到流动模拟而被删除。该块的边缘与机翼曲线相关联，因此网格可以捕捉到机翼表面的形状。这是使用ICEM工具完成的，即“分块”、“Ogrid块”和“边缘/曲线关联”。为了在翼边界层附近生成更精细的网格，同时避免远场边界处的大尺寸网格，通过复制翼周围的块来实现两级分布。
图3所示为所开发的O-O网格拓扑结构的翼围块。这些块的边缘垂直调整机翼曲线，使网格线遵循法线方向。这避免了高偏度水平，这可能导致一个糟糕的正交质量，特别是在表面边界层的纵横比水平相对较高。此外，开发的脚本保证了网格空间的平滑变化。这种变化是通过使用ICEM工具“匹配边缘间距”来匹配不同块接口上的网格间距来实现的。图4是在所开发的设计框架的自动网格划分模块内生成的CFD网格实例。
2.3CFD计算
该模块负责机翼表面的流场计算。采用RANS商业软件包ANSYS FLUENT 15.0作为流动求解器。CFD过程通过以下系统命令以连贯批处理模式执行日志(.jou)文件实现自动化:
lt;FLUENT_pathgt; 3d -hidden -t4 -i lt;journal_file_pathgt;
其中-t4指定为流畅并行会话启动的CPU数量。日志文件是使用文本用户界面(TUI)和Scheme命令编写的，这些命令自动执行案例设置、网格操作、求解程序设置、计算过程和结果后处理。
在FLUENT中，压力型求解器被用来考虑流动的可压缩性，该可压缩性被认为是稳定的、粘性的。采用单方程Spalart-Allmaras模型来模拟湍流的运动状态。假设流体为理想气体模型中的空气，动态粘度由三系数萨瑟兰定律决定。
The FLUENT杂志接受作为输入参考翼长度,参考区域Sref，迎角(AoA)alpha;以及流动条件，即马赫数M，远场温度和远场压强。使用基于标准大气模型(美国大气1976)[21]的实现程序，将温度、压力、密度和声速计算为高度H的函数。
压力-速度耦合采用“耦合”方案，梯度信息采用基于格林高斯节点的方法。选择二阶迎风插值方案对所有变量，即压力、密度、动量、修正后的湍流粘度和能量进行空间离散化。为了避免数值振荡，获得稳定的解，在FLUENT中采用了准瞬态松弛法。
图四 生成的O-O拓扑网格的例子
图五 生成翼箱有限元网格的例子
为了确保流求解器在最短的计算时间内达到收敛，我们使用预先获得的完全收敛解来初始化不同设计方案的仿真。因此，在开始迭代过程之前，通过导入所选解决方案的数据文件(.dat)来执行初始化。该策略适用于网格排列和网格数目保持不
剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料
资料编号：[239017]，资料为PDF文档或Word文档，PDF文档可免费转换为Word
以上是毕业论文外文翻译，课题毕业论文、任务书、文献综述、开题报告、程序设计、图纸设计等资料可联系客服协助查找。
