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1、遺傳算法在翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)中的應(yīng)用研究袁萃1，楊青真2，段卓毅1（1中航一集團(tuán)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)院，陜西西安7100892西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，陜西西安710072）摘要：翼型的性能對(duì)飛行器的氣動(dòng)性能具有決定性的影響，高性能翼型的研究是現(xiàn)代飛行器發(fā)展中的一項(xiàng)基礎(chǔ)性研究。高升力、低阻力的翼型一直是翼型設(shè)計(jì)所追求的目標(biāo)。以翼型為研究對(duì)象，給出了優(yōu)化設(shè)計(jì)的數(shù)學(xué)模型。該模型首先采用B樣條曲線方法分別生成翼型上下翼面曲線，以控制頂點(diǎn)的修改權(quán)系數(shù)為設(shè)計(jì)變量，提出優(yōu)化問題。使用基于N-S方程的流場(chǎng)計(jì)算程序來(lái)求解流場(chǎng)，得到升力系數(shù)、阻力系數(shù)等氣動(dòng)參數(shù)，并以升阻比作為主
2、要的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)。優(yōu)化設(shè)計(jì)從一個(gè)基本翼型開始，通過修改翼型的設(shè)計(jì)參數(shù)，形成新的翼型。利用遺傳算法對(duì)形成的目標(biāo)函數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，從而得到具有良好氣動(dòng)性能的翼型。將遺傳算法，流場(chǎng)計(jì)算有機(jī)的耦合到了翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)中，大大提高了優(yōu)化效率。通過算例證明了該優(yōu)化模型的可行性，為今后開展更深層次的研究奠定了基礎(chǔ)。關(guān)鍵詞：遺傳算法；優(yōu)化；N-S方程；翼型；TheapplicationofGeneticAlgorithminaerodynamicoptimizationdesignofairfoilYuanCui1，YangQing-zhen2，DuanZhuo-yi1
3、(1TheFirstAircraftDesignandResearchInstituteofAVIC-I,Xi’an710089,China2SchoolofEngineandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072，China)Abstract：Airfoilperformancehasadecisiveimpactontheaerodynamiccharacteristicofanaircraft.High-performanceaircraftisabasicresearch
4、inmodernaircraftdevelopment.High-lift,lower-draftairfoilisthegoalpursuedinprocedureofairfoildesign.Themathematicalmodeloftheoptimumdesignisgiven.FirstlyairfoiltheupsurfaceandthedownsurfacearebuiltbyB-Spinecurvesmethod.Theoptimizationmodelisestablishedbymodifyingtheweightcoeffi
5、cientofcontrolpoint.Theliftcoefficient,thedraftcoefficientandotheraerodynamicparametersareobtainedbymeansofthenumericalsimulationofNavier-Stokesequations.Objectivefunctionisdefinedasthelift-to-dragratio.Optimizingdesignstartsfromabasicairfoilandfinallybuildsanewairfoilshapethr
6、oughmodifyingtheairfoildesignparameters.Agoodaerodynamicperformancesairfoilisbuiltundergeneticalgorithm.GeneticalgorithmandCFDiscombinedtogethertooptimizeairfoil.Somevaluableconclusionsareobtained,bywhichthefeasibilityandefficiencyofthemodelisprovedgood.Keywords:GeneticAlgorit
7、hms(GAS);Optimization;N-Sequation;Aerofoil;1.引言計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展，使借助數(shù)值方法進(jìn)行飛行器的優(yōu)化設(shè)計(jì)成為可能。采用與計(jì)算流體力學(xué)相結(jié)合的數(shù)值優(yōu)化方法進(jìn)行飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，可以大大的提高優(yōu)化設(shè)計(jì)的效率，這一點(diǎn)已得到了廣大氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作者的普遍認(rèn)可，并在氣動(dòng)設(shè)計(jì)中得到了實(shí)際的應(yīng)用。但是，不論是梯度法，罰函數(shù)法，還是基于控制理論的方法和可變誤差多面體方法，都存在類似的本質(zhì)缺陷，那就是優(yōu)化設(shè)計(jì)的最終結(jié)果達(dá)到全局最優(yōu)的可能性不大，所以上述幾種方法只能稱為局部?jī)?yōu)化方法。飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)所固有的高復(fù)雜性和強(qiáng)非線性，使得局部
8、尋優(yōu)的結(jié)果成為實(shí)際全局性最優(yōu)的概率較小，而實(shí)際的工程設(shè)計(jì)又往往需要全局性最優(yōu)的設(shè)計(jì)，這就使得我們不得不把注意力從傳統(tǒng)的確定
