Aerofoil profile and sweep optimisation for a blended wing-body aircraft using a discrete adjoint method

2006 ◽  
Vol 110 (1111) ◽  
pp. 589-604 ◽  
Author(s):  
A. Le Moigne ◽  
N. Qin
Keyword(s):  
Sequential Quadratic Programming ◽  
Adjoint Method ◽  
Navier Stokes ◽  
High Fidelity ◽  
Sweep Angle ◽  
Sqp Method ◽  
Discrete Adjoint ◽  
Design Variables ◽  
Variable Fidelity ◽  
Blended Wing Body

Abstract Aerodynamic optimisations of a blended wing-body (BWB) aircraft are presented. A discrete adjoint solver is used to calculate efficiently the gradients, which makes it possible to optimise for a large number of design variables. The optimisations employ either a variable-fidelity method that combines low- and high-fidelity models or a direct sequential quadratic programming (SQP) method. Four Euler optimisations of a BWB aircraft are then presented. The optimisation is allowed to change a series of master sections defining the aircraft geometry as well as the sweep angle on the outer wing for two of the optimisations. Substantial improvements are obtained, not only in the Euler mode but also when the optimised geometries are evaluated using Reynolds-averaged Navier-Stokes solutions. Some interesting features of the optimised wing profiles are discussed.

The aerodynamic optimisation of a low-Reynolds paper plane with adjoint method

2020 ◽  
pp. 1-15
Author(s):  
Y. Zhang ◽  
X. Zhang ◽  
G. Chen
Keyword(s):  
Adjoint Method ◽  
Low Cost ◽  
Aerodynamic Performance ◽  
Discrete Adjoint ◽  
Design Variables ◽  
Limited Variation ◽  
Aerial Vehicle ◽  
Paper Plane ◽  
Drag Ratio ◽  
Lift To Drag Ratio

ABSTRACT The aerodynamic performance of a deployable and low-cost unmanned aerial vehicle (UAV) is investigated and improved in present work. The parameters of configuration, such as airfoil and winglet, are determined via an optimising process based on a discrete adjoint method. The optimised target is locked on an increasing lift-to-drag ratio with a limited variation of pitching moments. The separation that will lead to a stall is delayed after optimisation. Up to 128 design variables are used by the optimised solver to give enough flexibility of the geometrical transformation. As much as 20% enhancement of lift-to-drag ratio is gained at the cruise angle-of-attack, that is, a significant improvement in the lift-to-drag ratio adhering to the preferred configuration is obtained with increasing lift and decreasing drag coefficients, essentially entailing an improved aerodynamic performance.

Development of Adjoint Solvers for Engineering Gradient-Based Turbomachinery Design Applications

2009 ◽  
Author(s):  
Andre C. Marta ◽  
Sriram Shankaran ◽  
D. Graham Holmes ◽  
Alexander Stein
Keyword(s):  
Adjoint Method ◽  
Automatic Differentiation ◽  
High Fidelity ◽  
Optimization Approach ◽  
Discrete Adjoint ◽  
Gradient Based ◽  
Computational Fluid Dynamics Cfd ◽  
And Function ◽  
Turbomachinery Design ◽  
Fine Tune

High-fidelity computational fluid dynamics (CFD) are common practice in turbomachinery design. Typically, several cases are run with manually modified parameters based on designer expertise to fine-tune a machine. Although successful, a more efficient process is desired. Choosing a gradient-based optimization approach, the gradients of the functions of interest need to be estimated. When the number of variables greatly exceeds the number of functions, the adjoint method is the best-suited approach to efficiently estimate gradients. Until recently, the development of CFD adjoint solvers was regarded as complex and difficult, which limited their use mostly to academia. This paper focuses on the problem of developing adjoint solvers for legacy industrial CFD solvers. A discrete adjoint solver is derived with the aid of an automatic differentiation tool that is selectively applied to the CFD code that handles the residual and function evaluations. The adjoint-based gradients are validated against finite-difference and complex-step derivative approximations.

scholarly journals Unsteady discrete adjoint method formulated in the time - domain for shape optimization in turbomachinery

2018 ◽  
Author(s):  
Γεώργιος Ντανάκας
Keyword(s):  
Shape Optimization ◽  
Time Domain ◽  
Adjoint Method ◽  
Navier Stokes ◽  
Framework Programme ◽  
Discrete Adjoint ◽  
Seventh Framework Programme ◽  
Discrete Adjoint Method ◽  
Reynolds Averaged Navier Stokes ◽  
The Time Domain

Η διδακτορική διατριβή πραγματεύεται τη μαθηματική διατύπωση, επίλυση, προγραμματισμό και πιστοποίηση της μη-μόνιμης διακριτής συζυγούς μεθόδου με διατύπωση στο πεδίο του χρόνου για τον υπολογισμό πρώτης τάξης παραγώγων αντικειμενικών συναρτήσεων ως προς τις μεταβλητές σχεδιασμού σε προβλήματα αεροδυναμικής και τη χρήση τους σε αλγορίθμους βελτιστοποίησης. Η μέθοδος εφαρμόζεται για την υπο περιορισμούς βελτιστοποίηση σχήματος τριδιάστατων, πολυβάθμιων διατάξεων στροβιλομηχανών σε μεταβατικές και περιοδικές ροές.Οι μη-μόνιμες συζυγείς εξισώσεις διατυπώνονται για αντικειμενική συνάρτηση που έχει τη μορφή ολοκληρώματος σε επιλεγμένο χρονικό διάστημα. Για την επίλυση των μη-μόνιμων εξισώσεων χρησιμοποιείται η τεχνική του διπλού χρονικού βήματος καθώς και ένα επαναληπτικό σχήμα, το οποίο είναι συζυγές της μεθόδου Runge-Kutta 5 βηµάτων, η οποία επιστρατεύεται για τη σύγκλιση των εξισώσεων ροής, και προκύπτει από διαφόριση "με το χέρι". Το σχήμα διατυπώνεται έτσι ώστε να διασφαλίσει σύγκλιση ίδιου ρυθμού με αυτόν του μη-μόνιμου Reynolds-Averaged Navier-Stokes επιλύτη.Για τον υπολογισμό επιλεγμένων διαφορικών όρων των συζυγών εξισώσεων χρησιμοποιείται η τεχνική της Αυτόματης Διαφόρισης (ΑΔ). Η χρήση της περιορίζεται σε προγραμματιστικές διαδικασίες "χαμηλού επιπέδου" και συνδυάζεται με τη διαφόριση "με το χέρι" με στόχο την υψηλή απόδοση του συζυγούς επιλύτη.Για τη σύζευξη διαδοχικών πτερυγώσεων χρησιμοποιείται η μέθοδος της διεπιφάνειας ολίσθησης στον συζυγή επιλύτη, αντικαθιστώντας τη μέθοδο της διεπιφάνειας ανάμιξης που εμφανίζεται στους μόνιμους υπολογισμούς. Ως αφετηρία λαμβάνεται η εφαρμογή της τεχνικής στο μη-μόνιμο επιλύτη ροής όπου τα πλέγματα διαδοχικών πτερυγώσεων έχουν επικάλυψη ενός κελιού μεταξύ τους. Για να διατηρηθεί η αντίστροφη ροή πληροφορίας στο συζυγή επιλύτη, η ΑΔ συνδυάζεται με προγραμματισμό "με το χέρι" για την υλοποίηση της μεθόδου.Ο επιλύτης χρησιμοποιεί χώρο σε SSD δίσκους αντί της μνήμης RAM για την αποθήκευση και την ανάκτηση των πεδίων ροής ανά χρονικό βήμα κατά την εκτέλεσή του. Έτσι, αποφεύγονται οι περιορισμοί της κατ' αναλογία μικρής σε χωρητικότητα μνήμης RAM χωρίς σημαντική χρονική επιβάρυνση. Η επιπλέον μείωση του χρόνου εκτέλεσης και του απαιτούμενου αποθηκευτικού χώρου πραγματοποιείται με την εφαρμογή της μεθόδου χρονικής αραίωσης.Οι παράγωγοι υπολογίζονται με τη συζυγή μέθοδο με στόχο τη χρήση τους σε κύκλο βελτιστοποίησης. Στην περίπτωση ύπαρξης περιορισμών ισότητας, η συνιστώσα της παραγώγου της αντικειμενικής συνάρτησης ως προς τις παραγώγους των περιορισμών υπολογίζεται και χρησιμοποιείται με τη μέθοδο της καθόδου κατά την προβεβλημένη παράγωγο για την ανανέωση των μεταβλητών σχεδιασμού και, άρα, της γεωμετρίας. Αν δεν υπάρχουν περιορισμοί, χρησιμοποιείται η μέθοδος της απότομης καθόδου.Το αναπτυχθέν λογισμικό εφαρμόζεται για τη βελτιστοποίηση σχήματος πτερυγίων τριδιάστατων, πολυβάθμιων διατάξεων στροβιλομηχανών για πρώτη φορά στη βιβλιογραφία. Οι περιπτώσεις εφαρμογής περιλαμβάνουν μία σταθερή πτερύγωση στροβίλου (μεταβατική ροή), μια βαθμίθα στροβίλου (περιοδική ροή) και μια διάταξη συμπιεστή 1,5 βαθμίδας (περιοδική ροή). Οι υπολογιζόμενες παράγωγοι μέσω της συζυγούς μεθόδου πιστοποιούνται συγκρίνοντας τις με τις παραγώγους που προκύπτουν από τη χρήση πεπερασμένων διαφορών και, στη συνέχεια, χρησιμοποιούνται σε σενάρια βελτιστοποίησης με και χωρίς περιορισμούς.Η διδακτορική διατριβή εκπονήθηκε στο πλαίσιο του ITN AboutFlow το οποίο χρηματοδοτήθηκε από το Seventh Framework Programme της Ευρωπαϊκής Ένωσης με τη Συμφωνία Επιχορήγησης Νο. 317006.

Aerodynamic Optimization and Inverse Design of 2D and 3D Turbine Cascades Using the Discrete Adjoint Method

2013 ◽  
Author(s):  
Juan Lu ◽  
Chaolei Zhang ◽  
Zhenping Feng
Keyword(s):  
Design Optimization ◽  
Optimization Design ◽  
Adjoint Method ◽  
Inverse Design ◽  
Aerodynamic Design ◽  
Discrete Adjoint ◽  
Design Variables ◽  
Discrete Adjoint Method ◽  
Turbine Cascades ◽  
2D And 3D

The adjoint method has significant advantage in sensitivity analysis because its computation cost is independent of the number of the design variables. In recent years it has been applied greatly in aerodynamic design optimization of turbomachinery. This paper developed the discrete adjoint method based on the authors’ previous work and demonstrated the applications of the method in the aerodynamic design optimization for turbine cascades. The Non-uniform Rational B-Spline (NURBS) technology was introduced in the current design optimization system and a flexible parameterization method for 3D cascade was proposed. Based on the parameterization method, the stack line and the blade profile are parameterized together by using NURBS curves. During the design process, the control points of the profile, the stack point and the stagger angle of the blade on each section can be taken as the design variables. Moreover, the flow solver and the discrete adjoint solver were extended towards the turbulent flow environment by adopting the k – ω turbulence model. Based on the optimization design system, several applications including two optimization design cases and two inverse design cases for 2D and 3D turbine cascades were implemented with the mass flow ratio constraint. The gradient verification and the numerical cases showed the correctness and accuracy of the discrete adjoint solver. The numerical results demonstrated the validity and efficiency of the design optimization system based on discrete adjoint method.

Employing the Time-Domain Unsteady Discrete Adjoint Method for Shape Optimization of Three-Dimensional Multirow Turbomachinery Configurations

2018 ◽  
Vol 140 (8) ◽  
Author(s):  
Georgios Ntanakas ◽  
Marcus Meyer ◽  
Kyriakos C. Giannakoglou
Keyword(s):  
Time Domain ◽  
Adjoint Method ◽  
Transient Flow ◽  
Three Dimensional ◽  
Adjoint Equations ◽  
Objective Functions ◽  
Discrete Adjoint ◽  
Design Variables ◽  
Frequency Domain Methods ◽  
The Time Domain

In turbomachinery, the steady adjoint method has been successfully used for the computation of derivatives of various objective functions with respect to design variables in gradient-based optimization. However, the continuous advances in computing power and the accuracy limitations of the steady-state assumption lead toward the transition to unsteady computational fluid dynamics (CFD) computations in the industrial design process. Previous work on unsteady adjoint for turbomachinery applications almost exclusively rely upon frequency-domain methods, for both the flow and adjoint equations. In contrast, in this paper, the development the discrete adjoint to the unsteady Reynolds-averaged Navier–Stokes (URANS) solver for three-dimensional (3D) multirow applications, in the time-domain, is presented. The adjoint equations are derived along with the adjoint to the five-stage Runge–Kutta scheme. Communication between adjacent rows is achieved by the adjoint sliding interface method. An optimization workflow that uses unsteady flow and adjoint solvers is presented and tested in two cases, with objective functions accounting for the transient flow in a turbine vane and the periodic flow in a compressor three-row setup.

Optimization of Cold-Formed Channel Sections Using Imperialist Competitive Algorithm

2012 ◽  
Vol 166-169 ◽  
pp. 493-496
Author(s):  
Roya Kohandel ◽  
Behzad Abdi ◽  
Poi Ngian Shek ◽  
M.Md. Tahir ◽  
Ahmad Beng Hong Kueh
Keyword(s):  
Sequential Quadratic Programming ◽  
Optimization Problems ◽  
Imperialist Competitive Algorithm ◽  
Computational Method ◽  
Compression Force ◽  
Sqp Method ◽  
Competitive Algorithm ◽  
Different Types ◽  
Formed Channel ◽  
Good Agreement

The Imperialist Competitive Algorithm (ICA) is a novel computational method based on the concept of socio-political motivated strategy, which is usually used to solve different types of optimization problems. This paper presents the optimization of cold-formed channel section subjected to axial compression force utilizing the ICA method. The results are then compared to the Genetic Algorithm (GA) and Sequential Quadratic Programming (SQP) algorithm for validation purpose. The results obtained from the ICA method is in good agreement with the GA and SQP method in terms of weight but slightly different in the geometry shape.

Automatic Three-Dimensional Optimisation of a Modern Tandem Compressor Vane

2014 ◽  
Author(s):  
R. C. Schlaps ◽  
S. Shahpar ◽  
V. Gümmer
Keyword(s):  
Pressure Ratio ◽  
Three Dimensional ◽  
Trust Region ◽  
Automatic Generation ◽  
Navier Stokes ◽  
Design Parameters ◽  
High Fidelity ◽  
Stall Margin ◽  
Design Choice ◽  
Multipoint Approximation

In order to increase the performance of a modern gas turbine, compressors are required to provide higher pressure ratio and avoid incurring higher losses. The tandem aerofoil has the potential to achieve a higher blade loading in combination with lower losses compared to single vanes. The main reason for this is due to the fact that a new boundary layer is generated on the second blade surface and the turning can be achieved with smaller separation occurring. The lift split between the two vanes with respect to the overall turning is an important design choice. In this paper an automated three-dimensional optimisation of a highly loaded compressor stator is presented. For optimisation a novel methodology based on the Multipoint Approximation Method (MAM) is used. MAM makes use of an automatic design of experiments, response surface modelling and a trust region to represent the design space. The CFD solutions are obtained with the high-fidelity 3D Navier-Stokes solver HYDRA. In order to increase the stage performance the 3D shape of the tandem vane is modified changing both the front and rear aerofoils. Moreover the relative location of the two aerofoils is controlled modifying the axial and tangential relative positions. It is shown that the novel optimisation methodology is able to cope with a large number of design parameters and produce designs which performs better than its single vane counterpart in terms of efficiency and numerical stall margin. One of the key challenges in producing an automatic optimisation process has been the automatic generation of high-fidelity computational meshes. The multi block-structured, high-fidelity meshing tool PADRAM is enhanced to cope with the tandem blade topologies. The wakes of each aerofoil is properly resolved and the interaction and the mixing of the front aerofoil wake and the second tandem vane are adequately resolved.

Sign in / Sign up

Export Citation Format

Share Document