S弯进气道全自动优化设计

1、摘要：为提高S弯进气道的气动特性，针对一款S弯进气道提出一种优化设计方法。基于大规模数值计算建立了一套 全自动优化方法：以提高总压恢复系数和降低总压畸变为优化目标,基于sight搭建一个完整的S弯进气道优化平台,并 结合参数化建模、网格自动生成技术、数值计算以及非支配排序遗传算法(NSGA-99)对进气道进行多目标优化设计。结果表 明，优化后的进气道中心线形状更平滑，横截面积变化较平缓。与原始进气道相比，优化后的进气道在设计马赫数处,总压 畸变降低54%，总压恢复提高0.02%，气动性能明显提高，流场均匀性有所增加。另外，对于总压恢复，优化效果随着马赫数 的增加而增大，总压畸变在所有计算马赫数

2、下优化效果都很明显。关键词：S弯进气道，优化，总压恢复，总压畸变Abstract:This paper establishes a set of automatic optimization methods based on large-scale numerical simulation,total pressure recovery and distortion at the exit of the diffuser are considered as optimization objectives,combining with parametric modeling,grid autom

3、atic generation technology,numerical simulation and Non-dominated Sorting Genetic Algorithm II.After current optimization,both the changes of center line and cross-sectional area are smoother.By analyzing the optimization results, the total pressure recovery raises 0.02%,and the total pressure disto

4、rtion reduces 54% at designed Mach number.Keywords:S-duct inlet,optimization,total pressure recovery,total pressure distortion现代飞行器对速度和机动性的要求越来越高，对发动机性 能的要求越来越严格。对进气道进行优化是提高推进系统性能 的重要措施之一。进气道需要在保证流动均匀性的同时给发动 机提供足够的质量流量,另外对于整机而言,其长度、质量等都 和进气道有关。S弯进气道的轴向距离较短，能有效减小进气道 尺寸。S弯进气道的研究始于20世纪40年代，近年来，由于 其优异的气

5、动隐身性能得到关注。近年来，与CFD相结合的进气道优化方法备受瞩目。 Lefantzi以总压畸变为优化目标研究了亚音速进气道的设计 优化；Hyo提出了一种基于随机克里金模型的全局优化方法。 但目前基于大规模CFD数值计算对S弯进气道进行优化设计 的研究较少,大多采用优选法得到优化模型；方伟良等通过对 几种进气道外形性能的对比，最终得到性能较好的方案；Lee6 等对设计的几种不同进气道外形对比选择了性能较好的外形。 优选法提供的几何外形种类有限，无法得到最优结果，且对设计 人员依赖过高，工作量较大。针对以上问题本文搭建了一个全自 动优化平台。本文以文献7%中的S弯进气道为原始模型，搭建了一个全

6、自动优化平台。1设计优化过程进气道的结构和内部流场均对称，因此本文采用半模结构o 本文基于Isight搭建S弯进气道自动优化平台，集成了 Catia、 Pointwise、Fluent和基于C语言的Simcode组件。通过形状控 制参数的变化改变进气道外形，然后在Catia中自动建立相应 模型，在Pointwise中自动划分网格，在Fluent中自动完成计算 并得到相应的总压恢复和总压畸变。优化算法采用NSGA-H， 种群规模为60、代数20,计算完成从得到的Pareto前沿中选择 合适的优化外形作为优化结果。1.1几何模型参数化S弯进气道的几何外形主要由中心线和横截面决定，中心 线变化规律决

7、定了气流在管道内的偏转情况，横截面积决定了 气流扩压情况。综合考虑计算成本和设计空间，本文用Hicks- Henne型函数线性叠加来描述中心线和横截面积的变化。中心 线表示如下：Z(X)=()+!(X)(1)其中，zbasic(X)是基准中心线的z轴坐标值;X是X坐标与进 气道长度的比值;k是控制中心线形状的参数;fk(X)是型函数， 表达式为：fk(X)=sin (#x )(2)横截面为椭圆形，沿中心线并垂直于中心线分布。几何特征 描述如下：S(X)= S(x)+ ! ()(3)其中Sbasic(X)表示基础模型的横截面变化。横截面积A(X) = Ai+(A#-Ai)xS(x),横截面等效半

8、径r(X)取根号A(x)。椭圆截 面长、短轴表示为：a(x)=r(x)xK(x)b(x)=r(x)/K(x)(4)其中每个基函数的贡献由系数牌来决定，与中心线有关的 系数有五个，与横截面积有关的系数有十个。其三维模型如图1 所示。图1三维模型示意图1.2 CFD数值计算和验证 1.2.1计算设置和网格在湍流模型的选择上，借鉴前人经验回，本文选择k-w SST 湍流模型进行数值计算&为了验证网格无关性，本文采用多种网 格数量的进气道进行对比分析，计算结果发现网格数为107万 和130万时总压畸变和总压恢复差别不大，因此可以认为107 万的网格数量满足网格无关性要求& 1.2.2计算方法验证表1

9、CFD计算结果对比表Literature Current ResultsPR0.999690.99953DC(60)0.5460.550SC(60)0.1990.201为了验证数值方法的可靠 性，本文还将原始模型的计算结 果与文献7中的结果进行对 比，结果如表1所示&通过对比表1 CFD计算结果对比表Literature Current ResultsPR0.999690.99953DC(60)0.5460.550SC(60)0.1990.201本文基于NSGA- II优化算法进行优化&该算法由遗传算法 NSGA改进，在NSGA基础上增加了精英策略、密度值估计策 略和快速非支配排序，计算复杂度

10、比NSGA大大降低。它的优化 思路大致如下：首先，随机生成父代基于父代R生成子代Qt, 数量大小与父代相同。R和Qt结合起来称为种群Rt,种群大小为 2N；然后按非支配排序方法给Rt排序，*1是第一级，*2，F%依 次类推&当F1的大小小于N时，先把F1作为下一代父代Pt+1，如 果F#和F2的大小之和小于N,再加入F%依次类推，直至达到 N&重复上述操作，直到得到足够数量Pareto前沿数据点。 2优化结果分析 2.1 优化设计结果本文以来流速度15.4m/s 为设计工况得到优化模型& 优化模型的几何特性如图2 所示&其中图2a是优化前后 中心线对比图，相比原型，优 化后的进气道中心线入口段

11、 变化平缓，有利于减小前段的 逆压和流动畸变oHerry9提出 进气道流动中的压力损失主 要来自于流动分离，随着气流 流动方向在转弯处的变化而 产生的逆压梯度是造成流动 分离的主要原因。优化后的模 型中心线曲率比原始模型更 小，所以流动分离和压力损失 都得到了控制。T-方L二Basic mo(一Optimal model0。,20.4 皿 0.60.8a优化前后中心线对比1.417Optimal ：modeTBasic model1341.271.131.0600.20.4 VL 60 8b优化前后截面面积对比图2优化模型几何特征0.99由图2b可以看出，优化 模型的截面在横坐标00.1T-方

12、L二Basic mo(一Optimal model0。,20.4 皿 0.60.8a优化前后中心线对比1.417Optimal ：modeTBasic model1341.271.131.0600.20.4 VL 60 8b优化前后截面面积对比图2优化模型几何特征0.99Basic modelOptimal modelDC(60)0.55Basic modelOptimal modelDC(60)0.550.25PR0.99950.9997Massflow rafe(kg/s)0.01440.0182对比表2数据可见，优化后模型总压畸变降低54%，总压 恢复提高0.02%&总压畸变得到很大程度

13、的改善，总压恢复仅有 较小的改善，这是由于基础模型的总压恢复水平已经很高，提升 空间有限，优化效果较文献7更好&2.2优化模型内流场分析下面对优化后模型的内流场进行了系统分析，主要展示了 设计马赫数时优化前后的总压云图&图3所示为设计马赫数时优化前后出口截面总压云图对比 图，可以清楚看到优化后低能量流体减少，高能量流体增加，流 场均匀性提高&图4是优化前后对称面总压分布对比图，可以看 出，优化前后第一个S弯处的压力分布基本一致，但第二个S 弯处有一定区别&优化后低能流体区域明显变小，高能区域变 大说明进气道的能量利用率和流通能力得到提高&total pressure (Pa)说明进气道的能量利

14、用率和流通能力得到提高&101430101420 101410 101400 101390 101380 101370 101360 101350 101340 101330 101320 101310图4对称面总压云图考虑到S弯进气道的工程实际应用，本文进一步研究了马赫数分别为0.2、0.3、0.4、0.5、0.6时优化前后气动性能的变化&图5为不同马赫数下优化前后进气道出口截面气动参数的变 化：图5a展示了优化前后总压恢复随着马赫数变化的对比图， 其中虚线是优化后的结果。可见总压恢复都是随着马赫数的变 大而减小的，优化前后总体趋势一致。优化后的模型在不同的马 赫数下总压恢复都有所提高。在较小马赫数时，优化前后总压恢 复差别很小，是因为在速度很低的时候，压力损失大部分由摩擦 引起，外形引起的部分极少；图5B展示了优化前后总压畸变随着 马赫数变化的对比图，优化前后总体趋势均随着马赫数的增加而 变大。在所有计算马赫数下，优化后的模型都具有明显的优越性。 道质量流量从0.0144Tg/s增加到了 0.0182Tg/s,流通能力增 加，流场均匀性有所提高；2）与原始进气道相比优化后的进气道，在设计马赫数时总 压恢复PR从99.95%增加到99.97%，总压畸变DC （6