基于CST参数化方法的翼型气动优化设计
化 效率略 高 于扰动 Ｃ Ｓ Ｔ 。
关
键
词： 翼型设 计 ， 减阻， 效率 ， 残差 ， 流程 图 ， 函数 ， 升阻比， 参数化 ， 几何 优化 ， 跨 声速 空 气动 力
ｆ ｕ ｎ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ／ ｓ ｈ ａ ｐ ｅ ｆ ｕ ｎ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ， Ｃ Ｓ Ｔ） ， 该方 法
数对 Ｃ Ｓ Ｔ 方法单值性和精度的影响 ， 并将 Ｃ Ｓ Ｔ方法 与 Ｂ样条 法、 Ｈ ｉ ｃ ｋ ｓ — Ｈ ｅ ｎ ｎ ｅ法和参数 化翼 型 （ Ｐ Ａ Ｒ — Ｓ Ｅ Ｃ） 法 的参 数 数 量 和表 示 精 度 进行 了对 比ｕ 。 。 ， 验
最终优化 效果 的关键 因素 。针对翼 型外形 的不 同表达 方式 （ 分为翼 型直接 Ｃ Ｓ Ｔ 、 扰动 Ｃ Ｓ Ｔ和 中弧 线叠
加厚度分布 Ｃ Ｓ Ｔ等） ， 分别发展 了相应的 Ｃ Ｓ Ｔ参数化程序 ， 并将其应用于翼型气动优化设计， 研 究几 种不同参数化方式的优化结果和优化效率。Ｒ Ａ Ｅ ２ ８ ２ ２翼型单 目标减阻优化设计 的研 究表 明， 基于 ｃ ｓ Ｔ的三种参数化方法和基 于 Ｈ ｉ ｃ ｋ ｓ － Ｈ ｅ ｎ ｎ ｅ函数 的参数化方法的减 阻效果相 当， 但计算时间相差很 大 。在设 计 变量数 相 当的情况下 ， 扰动 Ｃ Ｓ Ｔ方 法和 中弧 线叠加 厚度分 布 Ｃ Ｓ Ｔ方法 的设 计效 率 高于直 接Ｃ Ｓ Ｔ参数化方法和 Ｈ ｉ ｃ ｋ ｓ — Ｈ ｅ ｎ ｎ ｅ 参数化方法而中弧线叠加厚度分布 Ｃ Ｓ Ｔ的优化效率略高于扰 动
２ ０ １ ３年 １ ０月 第３ １ 卷第 ５期
西 北 工 业 大 学 学 报
Ｊ ｏ ｕ ｎａ ｒ ｌ ｏ ｆ Ｎｏ ｒ ｔ ｈ ｗｅ ｓ ｔ ｅ ｒ ｎ Ｐ ｏ ｌ ｙ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ
Ｏｃ ｔ ．、 ２ ０１ ３
标 的参数化 ， 还可用于其他 几何 特征如弯度和 中弧 线 的参数 化 。在二 维翼 型 和三 维机 翼等 的气 动优 化 方 面都 有很好 的应用前景。因此 Ｃ Ｓ Ｔ参数化方法 也被 广泛 研究 与应 用 ， 例如 Ｃ ａ ｌ ｍａ ｒ研 究 中心 的 Ｄ ａ ．
ｒ ｉ ｄ Ｂ ｏ ｇ ｕ ｅ和 Ｎ ｉ ｃ ｋ Ｃ ｒ ｉ ｓ ｔ 基于 Ｃ Ｓ Ｔ参 数 化 方 法 使 用 ｔ ｒ ａ ｎ ａ ｉ ｒ ＋ ＋软 件 对 翼 型进 行 优 化 研 究 ； 密 歇 根 大 学 的 Ｍａ ｒ ｃ ｏ Ｃ ｅ ｚ ｅ对 Ｃ Ｓ Ｔ参数 化 的特点 进 行 研 究 ， 指
化方 法对 翼 型进 行 反 设计 研 究 ； 西北 工 业 大 学 的
关晓辉博士通过考察参数化过程线性系统的条件数
以及 对翼 型 的表示 误差 ， 研究 了 Ｂ ｅ ｒ ｎ ｓ ｔ ｅ ｉ ｎ多 项 式 阶
线性叠加法¨ （ Ｈ ｉ ｃ ｋ ｓ － Ｈ ｅ ｎ ｎ ｅ 参 数化方 法等 ） ， 样条 拟合 方 法 （ 包 括 Ｂ样 条 法 和三 次 样 条 插 值 方 法 等） 。近年来 ， 美 国波 音公 司的 Ｋ ｕ ｌ ｆ ａ ｎ等提 出了一 种基 于 型 函数／ 类 函数 变换 的参 数 化 方 法 ． ５ （ ｃ ｌ ａ ｓ ｓ
Ｖｏ １ ． ３１ Ｎｏ ． ５
基于 Ｃ Ｓ Ｔ参数 化 方 法 的翼 型气 动优 化 设计
卜月鹏 ，宋文萍 ， 韩 忠华 ， 许建华
（ 西北工业 大学 翼型叶栅空气动力学 国防科技 重点实验室 ， 陕西 西安 ７ １ ０ ０ ７ ２ ）
摘
要： 翼型参数化方法的优劣对最终优化设计结果有着非常重要的影响， 它是决定优化设计效率和
本文将 Ｃ Ｓ Ｔ方法应 用于其他两种翼型几何表达方 法 中， 称为 扰 动 Ｃ Ｓ Ｔ和 中弧 线 叠 加 厚 度 分 布 Ｃ Ｓ Ｔ 。
扰动 Ｃ Ｓ Ｔ指将 Ｃ Ｓ Ｔ方 程作 为几 何 扰 动 ， 叠 加 到初 始 翼型坐标 ， 得 到 新 的 翼 型。 中弧 线 叠 加 厚 度 分 布 Ｃ Ｓ Ｔ指 将 Ｃ Ｓ Ｔ方 程 用 于 表 示 翼 型 的 中 弧线 叠 加 厚
收稿 日期 ： ２ ０ １ （ 类函 形函数转变） 中图分 类 号 ： Ｖ ２ ２ １ ． ３ 文 献标 识码 ： Ａ 文章编 号 ： １ ０ ０ ０ — ２ ７ ５ ８ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ５ － ０ ８ ２ ９ － ０ ８
翼 型几 何外 形 的参数 化对 优 化结 果和 优 化效率 有重 要 的影 响 。 目前 常用 的参 数化 方 法有解 析 函数
证了 Ｃ Ｓ Ｔ方 法参数 少 、 精度 高 的优 点 。 以上所 提 到 的研 究 都 是 应 用 Ｃ Ｓ Ｔ参 数 化 方 法 直接 表 示 翼 型 几 何 坐 标 ， 即本 文 的 直 接 Ｃ Ｓ Ｔ方 法 。
参数 具有 明确 的几 何 意 义 、 控制参数少 、 适应性强 、 精度 较好 。Ｋ ｕ ｌ ｆ ａ ｎ指 出 ， 该 方 法 不 仅 可 用 于翼 型坐
度 分布 ， 从 而得 到新 的翼 型 ， 该表 达方 法 的特点是 可
避 免设 计过 程 中 由于设 计 变量范 围过 大导 致翼 型几
出Ｃ Ｓ Ｔ参数化方法具 有参 数扰动 的敏感性 以及几 何形状 表达 的独特 性等 特点 ； 加 州 理工 大学 的
Ｋ ｅ ｖ ｉ ｎ Ａ ．Ｌ ａ ｎ ｅ和 Ｄ ａ ｖ ｉ ｄ Ｄ ．Ｍａ ｒ ｓ ｈ ａ ｌ ｌ 应用 Ｃ Ｓ Ｔ参 数
翼型气动性能的优化
翼型气动性能的优化摘要：本文研究风力发电翼型气动性能优化的有关内容，是立足于能源的可持续利用与发展，为人类社会提供更加安全的能源，从而展开一系列的技术研究和探索，促使风力发电为我国能源的持续发展和利用提供保证，并全面的提高我国翼型气动性能设计研发能力，优化我国能源开发的整体结构以及系统性。
关键词：翼型；气动；性能由于社会经济的高速发展，智能化水平的提升，对于高新技术产业的依赖程度越来越高，尤其是能源短缺问题，可以借助于高新技术产业化的发展得到缓解，为人类社会的可持续发展提供更多优质的能源，从而服务于整个社会的进步。
所以，本文研究风能这一可再生资源，有助于缓解能源危机，且降低能源利用的环境污染，降低排放量，从而全面的提升现代社会人们的生活水平。
借助于计算机技术以及相关的研究方法，运用翼型优化方法，对翼型进行气动性能上的改良，以达到提高风力发电效果，降低阻力系数，提升翼型的升力的目的。
然由于我国对于风力发电的研究起步较晚，风力发电专用翼型的设计与研究以及气动性能数据的资料匮乏。
所以，我国有必要针对数据库资料获取完整的数据资料，并通过建立模拟实验的方式提高翼型气动性能。
通过将流体力学与其他学科技术软件的融合运用，积极探索翼型气动优化设计的网格变形方法等，助力于我国风力发电专用翼型设计的发展。
一、翼型气动性能的影响因素分析（一）前缘半径翼型气动性能受到前缘半径的显著影响。
通常在其他因素参数不变时，前缘半径与翼型的最大升力呈现正相关，且在一定程度上影响了翼型的最大升阻比。
所以，有必要针对前缘半径展开具体的研究，通过优化其力学性能等来提升翼型气动性能，全面的增强风力发电效果，增强翼型气动的稳定性。
（二）弯度翼型气动受到弯度的影响较大，在其他参数不变的前提下，弯度的加大，必然会增加翼型吸力表面的负压，从而提升了翼型的阻力。
当然，不同翼型的最大升阻比有所差别，所以弯度对于翼型的影响需要引起高度重视。
结合弯度有关的影响因素，积极克服翼型气动性能影响因素，增强翼型气动效果。
基于N-S方程的翼型气动优化设计
基于N-S方程的翼型气动优化设计
基于N-S方程的翼型气动优化设计
本文简要回顾了气动优化设计的最新发展,并采用连续伴随方法对粘性条件下的翼型气动外形进行了优化设计.设计过程中,采用B样条曲线的控制顶点作为设计变量,通过求解伴随方程得到目标函数关于设计变量的梯度,最后用最速下降法和BFGS变尺度法对二维翼型进行了外形优化,验证了本方法直接、快速的设计能力.
作者：周铸陈作斌作者单位：中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳,621000 刊名：空气动力学学报ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERODYNAMICA SINICA 年，卷(期)：2002 20(2) 分类号：V211.41 V211.3 关键词：N-S方程优化设计翼型伴随方法。
基于三维CST建模方法的两层气动外形优化策略
基于三维CST建模方法的两层气动外形优化策略粟华;龚春林;谷良贤【摘要】针对复杂构型飞行器气动外形优化的几何描述和计算效率问题,提出了一种基于通用三维类别/形状函数变换参数化方法的两层设计空间气动外形优化策略.采用B样条函数代替Bernstein多项式进行展开并引入侧向轮廓描述函数,将原二维类别/形状函数向三维扩展,基于部件组合设计思想,建立了三维飞行器几何外形的完整描述形式.结合类别/形状函数和B样条函数的参数化特点,引入设计空间分层优化思想,将设计参数划分为全局尺寸参数和局部调整参数,在减少优化时间的同时尽可能地保持原设计空间复杂度.采用X-33高超声速飞行器作为建模和优化算例,结果表明,三维CST方法能以较少设计参数表达复杂外形,具有基础参数少,设计复杂度可调,外形表达能力强,参数化过程稳定的优势;两层气动外形优化策略具有良好的设计空间搜索能力,并可显著降低计算消耗.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2014(037)001【总页数】7页(P1-6,22)【关键词】气动外形优化;参数化;类别函数/形状函数;两层优化;B样条;部件组合【作者】粟华;龚春林;谷良贤【作者单位】西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室,西安710072;西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室,西安710072;西北工业大学航天飞行动力学技术重点实验室,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V4210 引言几何外形参数化方法在飞行器气动外形设计优化中扮演着十分重要的角色，参数化外形不但需要提供足够的复杂度来保证对设计空间的探索能力，同时还应尽可能地减少设计参数，以快速搜索整个飞行器设计空间［1－2］。
因此，气动外形参数化方法的选择需要同时考虑外形描述复杂度、设计空间规模和计算时间的影响。
目前，飞行器的气动外形优化主要基于参数化CAD 几何模型［3－5］，庞大的建模平台、缓慢的运行速度和设计后拓扑无法改变的缺陷，使其在早期的概念设计阶段实用性不高;解析参数化建模方法通过解析函数形式描述飞行器气动外形，具有快速稳定、调节能力强的特点，非常适合于概念设计阶段的气动分析和优化，近年来得到了大量的研究和应用［6－9］。
【CN109977526A】一种基于三维CST技术的调整机翼有限元模型的方法【专利】
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910216168.9(22)申请日 2019.03.21(71)申请人 北京航空航天大学地址 100191 北京市海淀区学院路37号(72)发明人 王晓军 丁旭云 李豪 (74)专利代理机构 北京科迪生专利代理有限责任公司 11251代理人 安丽 邓治平(51)Int.Cl.G06F 17/50(2006.01)(54)发明名称一种基于三维CST技术的调整机翼有限元模型的方法(57)摘要本发明公开了一种基于三维CST技术的调整机翼有限元模型的方法，首先确定三维机翼气动外形的总体控制参数，构建用三维CST方程描述的机翼外形；根据机翼模型的不同分区定义节点编号规则abcdefgh，并实现结构有限元模型的参数化构建；提取机翼表面结构的有限元模型节点坐标及对应的编号，得到外形控制参数下的归一化坐标，并根据需修改的结构件站位比进行修改，回代机翼外形的三维CST方程，修改其真实的笛卡尔坐标；最后利用线性插值与径向基插值更新机翼翼盒与前后缘区域的内部有限元节点坐标，完成三维机翼有限元模型的快速修改。
本发明通过模型的数字化表达方式，实现了机翼结构有限元模型的坐标快速更新，具有使用方便、效率高的特点。
权利要求书1页 说明书7页 附图3页CN 109977526 A 2019.07.05C N 109977526A1.一种基于三维CST技术的调整机翼有限元模型的方法，其特征在于：实现步骤如下：第一步：确定三维机翼气动外形的总体控制参数；采用三维CST技术中的三维机翼曲面外形的表达式z(x,y)，将总体控制参数代入该表达式，求得三维机翼曲面外形点的坐标(x,y ,z)；第二步：以第一步得到的三维机翼气动外形点为基础，得到三维机翼曲面；将三维机翼分为前缘、后缘和中间翼盒区域，设置三种不同区域的网格密度，并以三维机翼的展向、弦向和厚度方向为基础，得出8位数的节点编号规则abcdefgh；然后借助有限元前处理软件Patran建立三维机翼的梁、肋、腹板结构件以及蒙皮结构，完成整体网格的生成、单元属性和材料属性的设置，实现在总体控制参数下的结构有限元模型的参数化构建；第三步：根据编号规则识别位于机翼表面的有限元节点，并利用三维机翼气动外形的总体控制参数将提取的节点坐标进行归一化操作；提取结构有限元模型的所有节点，从提取的所述所有节点中识别用于控制梁、肋、腹板站位的节点，根据需要修改的站位比对位于这些结构件上的节点坐标进行修改；再从这些节点中提取出位于蒙皮结构件上的节点，将这些节点的x和y坐标回代入第一步中的三维机翼曲面外形的表达式z(x ,y)，得到这些节点的坐标(x ,y ,z)，得到修改后的站位比下的蒙皮节点的真实笛卡尔坐标；第四步：以第三步中提取出的结构有限元模型的所有节点为基础，依据节点编号规则和机翼的分区规则，找出位于机翼前后缘、翼盒区域的节点；在各个区域，以修改后的蒙皮节点为基点，采用径向基插值更新除蒙皮节点外的其余结构节点的z坐标；以第三步中提取出的结构件上的节点为基点，采用线性插值的方法更新节点的x和y坐标，实现有限元模型节点坐标的更新。
CSRT与CST气动外形参数化方法对比
CSRT与CST气动外形参数化方法对比关晓辉;宋笔锋;李占科【摘要】类别形状修正函数变换(CSRT)方法是在类别形状函数变换(CST)方法的基础上添加修正函数以克服其不具备局部性的缺点发展而来的新型参数化方法.通过考察参数化过程中翼型的表示误差和线性系统条件数,对CSRT和CST参数化方法的表示精度和数值单值性进行了对比.使用基于以上两种参数化方法的远场组元(FCE)激波阻力优化算法对超声速翼身组合体进行了零升激波阻力优化,结果对比得到:基于CSRT方法的两级优化具有更好的优化效果,激波阻力系数降低了34.7％.研究表明:CSRT方法需要比CST方法更多的参数数量以达到相似的精度,随参数数量的增长,CSRT参数化过程的病态化程度远低于CST方法;CSRT参数化方法可以结合适当的优化算法进行气动外形二级优化,其效果优于使用相同参数数量的CST参数化方法所进行的单级整体优化.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2014(032)002【总页数】7页(P228-234)【关键词】类别形状修正函数变换;参数化;外形优化;激波;减阻【作者】关晓辉;宋笔锋;李占科【作者单位】西北工业大学航空学院,西安 710072;西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V211+.92;V2240 引言外形参数化是气动外形设计和优化的第一步，并且对优化过程有着十分重要的影响。
由于搜索设计空间的计算量随着设计参数的增加而呈指数增长，参数化过程应使用尽可能少的设计参数来表示几何外形，以降低优化过程的计算量［1－3］。
Kufan和Bussoletti提出用类别形状函数变换（Class Shape Transformation，CST）来表示飞行器的几何外形。
这种参数化表示方法使用一个类别函数（Class Function）和一个形状函数（Shape Function）表示飞行器的几何外形，具有参数少和精度高的优点，并且在处理一些重要的设计参数（如翼型前缘半径、尾锥角和后缘厚度等）时十分直观方便［4－6］。
一种基于CST技术的机翼参数化描述方法
数（Class Function）可以生成几何图形的基本外形， 再通过形状函数（Shape Function）对这个基本的几何 图形进行修正，从而得到需要的几何图形。该技术具 有设计变量少、可调节、设计空间广等优点[4~7]。
本文首先使用 CST 参数化方法分别对二、三维机 翼参数化进行复现，然后在原有的 CST 方法基础之上 提出一种使用分段定义描述翼型的方法，用来解决机 翼外形不连续变化的情况，最终得到效果良好的三维 可控变化机翼模型。
型后缘厚度。
将
ψ⋅(1来自−ψ)定义为类函数，用
C N1 (ψ ) N2
来表示，则：
C N1 (ψ ) = (ψ )N1[1 − ψ ]N 2 N2
（5）
对于圆鼻机翼：
N 1
=0.5，
N
2
=1.0。
部分具有代表性的类函数如图 1 所示。
d） C 0.001 (ψ ) 0.001 续图 1
最后得到通用 CST 数学表达式：
1 机翼几何数学描述
典型机翼的 CST 方法数学表达式：
N
ζ (ψ) =
ψ
⋅
(1 −
ψ)
⋅
∑
A i
⋅ψi
+
ψ
⋅
ζ T
i=0
（1）
式中 ψ 为机翼弦长与 x 轴坐标比值，ψ = x c ；ζ (ψ ) 为
翼型厚度与机翼弦长比值， ζ = z c ； ζ 为翼型后缘厚 T
度与机翼弦长比值， ζ = Δζ c ，其中：c 为机翼弦长，
用来进行翼型参数化的方法有很多，比如形函数 线性扰动法，该方法的翼型形状是由基准翼型和扰动 函数线性叠加构成的[1]。特征参数描述法则是通过一系 列特征参数来确定解析函数，进而得到所求翼型坐标 的方法[2]。正交基函数法利用正交基系数作为翼型设计 的变量，通过正交基函数描述翼型。但以上方法都具 有局限性、计算量大且效率低、设计变量多且不易控 制、误差大精度低、对初始模型过于依赖等缺点[3]。
20基于CST参数化的翼型外形和气动特性研究-李杰(6)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文基于CST 参数化的翼型外形和气动特性研究李 杰 徐 明 李建波（南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，江苏南京，210016）摘 要：直升机的旋翼翼型对旋翼流场和气动特性有着十分重要的影响。
因此，翼型气动外形和气动特性研究是非常必要的。
本文选用类别形状函数变换法（CST ）来表示翼型。
CST 方法是通过类别函数和形状函数来表示几何外形的外形参数化方法。
利用CST 参数化方法表示翼型外形，得到翼型点坐标。
导入GAMBIT 中划分翼型流场结构网格，本文采用N-S 方程为主控方程，选用S-A 湍流模型，利用FLUENT软件计算翼型上下表面的压力系数分布。
将FLUENT 计算结果与实验值进行对比，分析误差，可以看出CST 参数化方法描述翼型外形的精度较高。
关键词：CST 参数化方法，翼型，N-S 方程，FLUENT1 引言旋翼是直升机的主要升力来源，旋翼气动特性的好坏决定了它的垂直起降、空中悬停等性能，而旋翼的气动特性又和旋翼桨叶翼型有着十分密切的关系。
旋翼翼型在提高旋翼升力、降低噪声水平、改善失速特性等方面发挥了重要的作用。
因此，旋翼翼型气动外形和气动特性研究对改善直升机的性能有着十分重要的意义。
在旋翼翼型优化设计过程中，气动外形参数化方法对优化设计有着十分深刻的影响。
优化设计所选用的参数化方法在保证最优解在设计空间中的同时，必须能够使用尽量少的参数和足够高的精度来定义几何外形，以降低设计过程中的计算量。
目前，几何外形参数化方法有很多种，例如，CST 方法、B 样条曲线法、Hicks-Henne 法和PARSEC方法等。
其中，CST 方法的参数少且精度高。
因此，本文选用CST 参数化方法来表示翼型的几何外形，并且对翼型的CST 参数化残差进行分析。
CST 方法中，类别函数用来定义几何外形的种类，从而形成基本的几何外形，所有同类型几何外形都由这个基本外形派生出来。
基于cst方法的吸附式压气机叶型及抽吸方案耦合优化设计
基于cst方法的吸附式压气机叶型及抽吸方案耦合优化设计标题: CST-Based Optimized Designfor Adiabatic Compressor Blade and Suction Scheme Coupling摘要：本文将基于用于吸附式压气机的CST方法的叶型优化设计与抽吸方案耦合优化设计结合起来。
为此，一种基于非线性角回馈的CST方法应用于对复杂吸附式压气机叶型顶/底框架的叶型优化设计。
随后，将前述优化叶型纳入到耦合优化框架中，采用非线性回归技术来优化抽吸方案以满足复杂的运行要求。
在此基础上，通过模拟和实验分析了吸附式压气机的性能参数，表明本文所提出的优化设计方案有效实现了增加和优化吸附式压气机的性能。
关键词：CST方法；吸附式压气机；叶型优化；抽吸方案优化；耦合优化本文所提出的CST方法-基于非线性角回馈的叶型优化设计方法可用于对复杂吸附式压气机叶型顶/底框架进行优化设计，以使得叶型的拓扑分布更加合理，从而提高压气机的性能。
此外，将其纳入耦合优化框架中，采用非线性回归技术来优化抽吸方案，实现对压气机叶型与抽吸方案的端到端优化。
该优化设计方案可用在多种环境下，包括低噪声、高效率、小型压气机等。
为了有效实现环境要求，在CST优化叶型方面，通过有效控制叶型参数，保证流经叶片的流量和动量守恒，从而使得叶片框架更加紧凑，提高流量和效率。
此外，通过优化抽吸方案，有效减少压气机的冲击脉动噪声，从而满足低噪声要求。
总之，本文提出的CST方法-基于非线性角回馈的叶型优化设计方法及其耦合优化抽吸方案比以往的压气机设计方法具有更好的效果，能够有效提升吸附式压气机的性能和效率，从而满足多种环境要求。
为了实现本文所提的优化设计方案，我们进行了大量的模拟和实验工作。
首先，我们在OpenFOAM开源流体力学软件中建立了模型，利用CST方法对吸附式压气机叶型参数进行优化拓扑设计。
然后，将计算出的叶型参数带入耦合优化抽吸方案，采用非线性回归算法，优化复杂抽吸方案，以适应更加复杂的工作条件。
高超声速飞行器宽速域翼型高效多目标优化设计方法研究
高超声速飞行器宽速域翼型高效多目标优化设计方法研究作者：张阳韩忠华柳斐宋科张科施宋文萍来源：《航空科学技术》2020年第11期摘要：高超声速宽速域飞行器需要从地面零速滑跑起飛，经历亚声速起飞、跨声速/超声速爬升，直至高超声速巡航等多个飞行阶段，因此，除了需要保证高超声速性能以外，还必须兼顾满足工程需求的亚、跨和超声速气动特性。
首先，本文提出了一种基于代理模型的高效多目标优化新算法，结合新算法和RANS方程求解器、几何参数化、网格自动生成等技术发展了一套宽速域翼型多目标优化设计方法。
然后，进行了兼顾跨声速与高超声速气动性能的翼型多目标气动优化设计，优化获得了包含58个翼型的Pareto最优化解集。
本文分析了Pareto前沿上的优化翼型，对宽速域翼型协调跨声速与高超声速气动性能的机理进行了总结。
关键词：多目标优化算法；Pareto解集；宽速域；翼型设计；高超声速飞行器中图分类号：V221.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.11.003高超声速宽速域飞行器实际飞行中必然要经历亚声速起飞、跨声速/超声速爬升，直到高超声速巡航的多个飞行阶段。
其飞行速域之宽、空域之广，对气动外形设计提出了巨大的挑战。
除了需要保证高超声速性能以外，宽速域飞行器还必须兼顾满足工程需求的亚、跨和超声速气动特性。
因此，具备优良的宽速域气动性能是此类飞行器设计的基础和体现其优势的决定性因素。
然而，适应各个速度阶段气动性能的最佳气动外形/构型往往是相互矛盾的，保证良好的气动性能所要求的外形/构型也存在很大不同，使得以试凑法和反设计方法为代表的传统设计方法难以满足此类飞行器气动设计的严苛要求。
因此，将计算流体力学（CFD）数值模拟与优化算法结合，开展飞行器宽速域气动优化设计方法研究显得十分必要。
随着高超声速飞行器对宽速域气动性能的需求，近年来有学者开展了兼顾不同速域气动性能的宽速域翼型优化设计研究[1-4]。
翼型多目标气动优化设计方法
翼型多目标气动优化设计方法王一伟钟星立杜特专（北京大学力学与工程科学系，北京 100871）摘要本文将数值优化软件modeFRONTIER同计算流体力学（CFD）软件相结合，对NACA0012翼型的气动性能进行优化。
计算采用N-S方程作为主控方程以计算翼型气动性能，分别采用多目标遗传算法（MOGA）和多目标模拟退火算法（MOSA）作为翼型的气动性能优化算法。
计算结果表明，优化后的翼型相对于优化前的翼型的气动性能有很大提高（升阻比增幅可达182％）。
关键字气动优化设计多目标NS方程遗传算法模拟退火算法Abstract: The combination of the optimization software, modeFRONTIER, and the commercial CFD software is used to optimize the aerodynamic functions of the airfoil, NACA0012.The NS equations are adopted for calculating the airfoil aerodynamic properties (Cl, Cd and etc). Two kinds of optimization algorithm, the Multi-Object Genetic Algorithm(MOGA) and the Multi-Object Simulated Annealing(MOSA), are used in the optimization process respectively. The optimized airfoils show remarkable improvement of its aerodynamic functions (The ratio of lift to drag increases up to 282%) relative to its original one.Key words Aerodynamic Optimization Design, NS Equation, Genetic Algorithm, Simulated Annealing一、研究背景翼型的气动力设计是现代飞机设计的核心技术。