陳帥 中國特種飛行器研究所

一、引言

在過去的10 年里，優(yōu)化設計主要通過經(jīng)驗設計方法，然而當涉及大量設計變量時需要極大的計算量。為了進行有效的優(yōu)化工作，發(fā)展了一種伴隨求解方法，伴隨方法通過求解一系列伴隨方程計算包含方向和大小信息的梯度，其計算量與設計變量的數(shù)目無關。

本文主要目的是測試由Fluent2019R3 提供的伴隨求解器，探索該伴隨求解器是否能滿足設計目標，是否能夠提升氣動性能，是否能夠減少設計時間?；谠摪殡S求解器計算了某翼型及M6 機翼，測試了其魯棒性、計算資源需求及易用性，模型清理采用SCDM 軟件，網(wǎng)格劃分采用Fluent Meshing 軟件，流場求解及優(yōu)化采用Fluent，計算結果通過Tecplot 可視化處理。通過計算表明Fluent 伴隨求解器能夠應用于工程實用中，并且隨著Fluent 的發(fā)展，該方法也會越來越完善。

二、算例計算與分析

對onera M6 機翼進行減阻優(yōu)化設計，網(wǎng)格采用非結構混合網(wǎng)格，網(wǎng)格單元共計430 萬。計算狀態(tài)為Mafalse=0.8395；αfalse=3.06°；Re false=5.0E6。湍流模型選擇k-ωSSTfalse;目標函數(shù)為升阻比最大化，約束為機翼面積不減小。優(yōu)化的結果如下：

圖1 優(yōu)化前后壓強云圖對比

圖2 η=60%剖面處壓強分布及剖面形狀變化對比

表1 給出了優(yōu)化前后升阻比及體積的變化，由于計算資源有限，僅僅計算迭代了6 次，升阻比變化不是很明顯，但足夠的迭代次數(shù)能夠獲得較好的效果，同時機翼面積得到了很好的約束。

從圖1 可以看出激波后移，同時強度削弱。從圖2沿展向的1 個剖面的壓強分布和幾何變化可以看出激波后移及強度削弱，幾何發(fā)生了扭轉，證明該優(yōu)化方法有效果。

三、結論

O NERA M6 機翼的氣動優(yōu)化有效削弱了激波強度，達到了優(yōu)化目的，驗證了基于Fluent 的氣動外形優(yōu)化方法的可行性。同時本文計算均在單機上完成，優(yōu)化效果還算明顯，整個過程自動化程度高，設置過程簡單，工程實用性好，具有很好的應用前景。