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遺伝的アルゴリズムによる航空機主翼形状の数値的空力最適化

利用遗传算法对飞机机翼形状进行数值气动优化

基本信息

批准号：
08751057
负责人：
大林茂
金额：
$ 0.64万
依托单位：
Tohoku University
依托单位国家：
日本
项目类别：
Grant-in-Aid for Encouragement of Young Scientists (A)
财政年份：
1996
资助国家：
日本
起止时间：
1996 至无数据
项目状态：
已结题

来源：
https://kaken.nii.ac.jp/grant/KAKENHI-PROJECT-08751057/
关键词：
数値流体力学遺伝的アルゴリズム空力最適化最適設計法翼

项目摘要

本研究では、遺伝的アルゴリズムを利用して、3次元ナビエ・ストークス方程式による航空機主翼形状の空力最適化を世界で初めて行った。従来、ナビエ・ストークス方程式を用いての最適化は、ナビエ・ストークス計算そのものに時間がかかるので、最適化法としての勾配法や遺伝的アルゴリズムによる方法を問わず、行われていなかった。例えば勾配法では、勾配計算が複雑で時間がかかりすぎるし、遺伝的アルゴリズムでは、評価回数が多いので全計算時間が莫大なものになる。しかし、遺伝的アルゴリズムは並列性に優れているので、十分強力な並列計算機を用いれば、現実的な計算時間で最適化をすることが可能と考えられる。本研究では、並列化に加えて、多重格子法によるナビエ・ストークス計算そのものの高速化、さらに設計モデルの単純化を行うことにより、比較的短時間で主翼形状の空力最適化を行うことが可能となった。ここで、設計モデルの単純化のために、2次元翼型ではキャンバー線を固定し、翼厚分布のみを変数とした。また3次元的には、翼平面形を固定し、捻れ角のみを変数とした。一方、空力性能だけでは現実的な設計はできないので、構造力学的な拘束条件を加えた。結果として得られた翼は、既存の設計指針や空力性能を高めるための理論的・経験的知見をすべて矛盾なく満たしており、現モデルの範囲内で最適な翼であることが確認された。

This research is based on the aerodynamic optimization of the main wing shape of the aircraft using the three-dimensional して and 3-dimensional ナビエ・ストークス equations of the original アルゴリズムををでは and 伝.哓来、ナビエ・ストークス equation を Use the いてのoptimizationは、ナビエ・ストークス to calculate the そのものに timeがかかるので、Optimization method としてのmatching method や伝的アルゴリズムによるmethodをquestionわず、行われていなかった. Examples: えばmatching methodでは、matching calculationが雑で时がかかりすぎるし、缝的アルゴリズムでは, the number of evaluations is too much, the total calculation time is が大なものになる.しかし, 伊伝的アルゴリズムは Parallel Characters に Excellent れているので, Very Powerful な Parallel Plan It is possible to use a computer and optimize the calculation time of the current computer. This research is based on parallelization, multi-grid method calculation, high-speed calculation, and design It is possible to optimize the aerodynamics of the main wing shape in a short period of time and compare it with the original design.ここで, design モデルの単purification のために, 2-dimensional airfoil ではキャンバーline をfixed し, wing thickness distribution のみを変number とした.また 3-dimensional には, wing plane shape を fixed し, twist れ angle のみを変 number とした. On the one hand, the design of the aerodynamic performance and the constraint conditions of the structural mechanics are added. As a result, the knowledge gained from the theory of the existing design indicators and the aerodynamic performance of the られためのをすべて contradictory なく満たしており, now モデルの within the range of the most suitable なwing であることがconfirmed された.