طراحي بهينه چندهدفه كانتور كامل نازل ماوراء صوت يك تونل شوك

Multiobjective Design Optimization of a Mach 6 Hypersonic Nozzle of a Shock Tunnel

در اين مقاله با يك رويكرد سيستمي-سيالاتي به طراحي بهينه نازل ماوراء صوت براي استفاده در يك تونل شوك پرداخته شده است. پس از تعيين الزامات و مراحل طراحي مفهومي و طراحي اوليه با استفاده از يك روش مدرن از الگوريتم ژنتيك و ديناميك سيالات محاسباتي جهت بهينه‌سازي كانتور نازل ماوراء صوت بهره گرفته شده است. در روش بهينه‌سازي كه در اين مقاله در پيش گرفته شده است كل منحني نازل به صورت يكپارچه با تعدادي نقطه كنترلي به صورت پارامتريك بيان مي‌شود و تحت استراتژي بهينه‌سازي ژنتيك تا رسيدن به منحني بهينه نهايي با حلگر لزج ناوير استوكس و يك مدل آشفتگي دو معادله‌اي مورد ارزيابي قرار مي‌گيرد. در اين رويكرد از آنجايي كه ارزيابي توابع هدف با شبيه‌سازي عددي انجام مي‌شود براي كاهش زمان فرايند بهينه‌سازي، هم در روش عددي و هم در الگوريتم ژنتيك، از پردازش موازي استفاده شده است. همچنين در اين فرايند، از اسكالرسازي سه تابع هدف يعني كمترين افت فشار كل، يكنواختي عدد ماخ و كمترين انحراف جريان محوري در خروجي نازل بهره گرفته شده است. در نهايت كانتور نازل بهينه، بهبود عملكرد قابل توجهي نسبت به نازل اوليه حاصل مي‌كند و كارامدي اين روش را به خوبي نشان مي‌دهد.

In this paper, a systematic approach is considered to Design an optimal hypersonic Nozzle of a shock tunnel. After assigning the requirements and accomplishment of conceptual and preliminary design phases, a modern optimization strategy based on genetic algorithm and a CFD solver has been used to fine tune the nozzle convergent divergent contour. In this way, parameterization of the overall nozzle contour was done with a few control points and a Bezier curve. This arrangement showed a good flexibility to generate appropriate curves for nozzle shape. Design objectives were evaluated with a N-S viscous solver with a two equation turbulence model. Three objective functions were scalerized in a term with summation of weighted parameters: minimum total pressure loss, Mach number uniform distribution along test section and minimum axial flow deviation. A number of geometrical and physical constraints such as nozzle length, throat area, inlet and outlet diameters and inlet boundary conditions were also considered and finally, an optimized nozzle contour showed a significant improvement of about 3% in quality of the Mach 6 flow in the test section.