无人机翼型优化设计报告10 --优化算例的结果分析
5 翼型外形优化算例步骤
在翼型的优化设计阶段，需给定优化目标函数，其表达式为：
式中：CL、CD分别为升力系数和阻力系数，w1、w2、w3为权重系数，同时限制翼型最大厚度和最小厚度值的上下限，以避免在优化过程中可能产生的机翼变形过大过于薄。采用Isight软件来进行优化流程，通过将初始翼型参数化之后进入翼型参数生成模块GoGetCoeff，然后通过网格划分模块GoMesh进行网格划分（图3），之后通过流体计算模块GoFluent进行气动计算，最后由计算优化函数模块Function输出目标参数（图4）。考虑到优化设计的过程是一个不断迭代的过程，因此高效的求解器是必须考虑的重点，参考了Fluent用户手册之后，本文选取了自动增大Courant数技术，由于初始迭代较小的Courant数有助于数值稳定，而较大的Courant则能较快的收敛，因此，在迭代过程中自动增大Courant数可以获得较快的收敛速度来降低计算时间。
图3 翼型网格划分
图4 CST参数化翼型优化流程
6 优化结果与讨论
经过迭代计算，最后求取的优化结果与原翼型几何形状对比如图5所示，从图中可以看出：由于设定的几何参数变量范围并不大，求取的最优解的几何差异并不是很明显。优化前后翼型表面的压力系数分布如图6所示，从图中可以看出：优化后，翼型前端的压力分布变得更为平缓，上表面压力分布减小的位置后移了，将会延缓翼型表面激波的产生，提升翼型的气动性能，同时下表面的压力分布有一个较为平缓的上升趋势，在一定程度上增大了翼型上下压差值，提高了升阻比。
图5 优化前后翼型几何形状对比
图6 优化前后翼型表面压力系数对比
以巡航状态为计算状态，对优化前后的翼型选取-8°到14°迎角进行CFD计算分析，由于优化前后的翼型在不同迎角下的升力系数太过于接近，因此只将优化前后翼型的阻力系数对比图（图7）和升阻比对比图（图8）给出，从图中可以看到经过优化之后，机身段翼型的阻力系数整体都降低了，而由于升力系数变化不大，提高了翼型在不同迎角下的升阻比，从而实现了增升减阻的设计目标，证明了本文所采用的优化设计的方案是可取的。
图 7优化前后翼型阻力系数对比
图 8优化前后翼型升阻比对比
未完待续。。。。。
写在最后
欢迎大家留言评论，一起探讨技术。我们将更新一系列飞行器总体设计，螺旋桨设计，结构设计，气动仿真和整机气动数据库建立，无人机电机设计内容，敬请关注我们的公 众号。
