بهینه سازی و طراحی بال هواپیما در رده هوانوردی عمومی با استفاده از الگوریتم ژنتیک با مرتب سازی نامغلوب Ii

هدف اصلی این مقاله اتخاذ طرح بهینه بال هواپیما در رده هوانوردی عمومی، به منظور دست یابی به برد و وزن بهینه می‌باشد. بدین منظور از الگوریتم ژنتیک با مرتب سازی نامغلوب به عنوان ابراز بهینه سازی به جهت کاهش سه مولفه مهم طراحی هواپیما شامل: تصمیمات نیازمند مصالحه، زمان و هزینه استفاده شده است. تابع هزینه مسئله بهینه‌سازی، افزایش برد هواپیما و کاهش وزن بال می‌باشد، که توسط پنج تابع جریمه و محدود کردن بازه متغیر های تصمیم مقید شده است. تابع جریمه اول ضریب برآ را که باید با ضریب برآ مورد نیاز جهت تحمل وزن هواپیما در فاز کروز پرواز برابر باشد، مقید میکند. تابع جریمه دوم و سوم نسبت باریک شوندگی بال، نسبت بیشینه ضخامت نوک به ریشه بال، که باید بین صفر و یک باشد را مقید می کند. تابع جریمه چهارم، جمع قدر مطلق زاویه پیچش با زاویه نصب بال که باید بیشتر یا برابر با قدر مطلق زاویه حمله برآ صفر بال باشد را مقید می سازد. تابع جریمه پنجم اجازه تخطی نسبت برآ به پسا از حد بیشینه آن را نمی‌دهد. متغیر های تصمیم نیز شامل طول بال، وتر ریشه بال، وتر نوک بال، زاویه پیجش، زاویه نصب، زاویه حمله در برآ صفر ایرفویل ، بیشیه ضخامت ریشه و نوک بال بوده‌است. در انتها طرح بهینه شکل بال ارائه شده و صحت‌سنجی آن صورت گرفته است. نتایج حاکی از آن است که نسبت به کارا ترین هواپیما هدف میزان 6/84 درصد بهبود در برد اما 2/87 درصد وزن بیشتر حاصل شده است

Optimization and Design of General Aviation Aircrafts Wing Using Non-Dominated Sorting Genetic Algorithms II

The main idea of this paper is to Adopt the optimal design of the general aviation aircraft wing to reach the optimal range and weight. For this purpose, the nondominated sorting genetic algorithm II; has been used as an optimization tool for reducing three significant elements of aircraft design, including decisions that require a tradeoff, time, and cost. The cost function of the optimization was the minimization of wing weight and maximization of aircraft range which was constrained by Four penalty functions and limiting decisions variables. The first function constraint was lift coefficient which should be equal to the lift coefficient required for supporting aircraft weight at cruise flight. The second and the third functions were TaperRatio, and tip to root maximum thickness ratio must be between one and zero. The fourth function was to constrain the sum of the absolute value of twist with incidence angle that must be greater or equal to the absolute value of wing zero lift. The fifth penalty function does not allow the lifttodrag ratio to exceed the maximum limit of the lifttodrag ratio. Design parameters were root chord, tip chord, wingspan, incidence angle, twist angle, airfoil zerolift angle of attack, maximum thickness to chord ratio tip, and chord. In the end, the optimal wing shape design was proposed and validated with the target aircraft. The results show that compared to the most efficient target aircraft, 6.84% improvement in range but 2.87% increased weight has been achieved in the optimal response to the problem