def cl_inv_analysis(airfoil, cl_i, cl_f, cl_step, max_iter, id):
"""Inviscid analysis over range of angle of attacks."""
# Initializes airfoil and assigns NACA
xf = XFoil()
xf.naca(airfoil)
xf.max_iter = max_iter
# Collects values
a, cl, cd, cm, cp = xf.cseq(cl_i, cl_f, cl_step)
x, cp_0 = xf.get_cp_distribution()
# Plots all the data
plot(a, cl, cd, cm, cp, x, cp_0, id)
def cl_visc_analysis(airfoil, cl_i, cl_f, cl_step, re, mach, max_iter, id):
"""Viscous analysis over range of lift coefficients."""
# Initializes airfoil and assigns NACA
xf = XFoil()
xf.naca(airfoil)
xf.max_iter = max_iter
xf.Re = re
xf.M = mach
# Collects values
a, cl, cd, cm, cp = xf.cseq(cl_i, cl_f, cl_step)
x, cp_0 = xf.get_cp_distribution()
# Plots all the data
plot(a, cl, cd, cm, cp, x, cp_0, id)
def evaluate(individual):
global code_division
#----------------------------------
#遺伝子にも続いて新翼型を生成
#----------------------------------
#遺伝子をデコード
ratios = decoder(individual, code_division)
#遺伝子に基づき翼型を混合して、新しい翼型を作る
datlist_list = [fc.read_datfile(file) for file in datfiles]
datlist_shaped_list = [fc.shape_dat(datlist) for datlist in datlist_list]
newdat = fc.interpolate_dat(datlist_shaped_list,ratios)
#翼型の形に関する情報を取得する
#foilpara == [最大翼厚、最大翼厚位置、最大キャンバ、最大キャンバ位置、S字の強さ]
foil_para = fc.get_foil_para(newdat)
#新しい翼型をAerofoilオブジェクトに適用
datx = np.array([ax[0] for ax in newdat])
daty = np.array([ax[1] for ax in newdat])
newfoil = Airfoil(x = datx, y = daty)
mt, mta, mc, mca, s = foil_para
#----------------------------------
#翼の形に関する拘束条件
#----------------------------------
penalty = 0
print('===================')
if(mc<0):
print("out of the border")
print("reverse_cmaber")
penalty -= mc
if(mt<0.08):
print("out of the border")
print("too_thin")
penalty += 0.08-mt
if(mt>0.11):
print("out of the border")
print("too_fat")
penalty += mt-0.11
#if(foil_para[4]>0.03):
# print("out of the border")
# print("peacock")
# print('===================')
# return (1.0+(foil_para[4]-0.03),)*NOBJ
if(mta<0.23):
print("out of the border")
print("Atama Dekkachi!")
penalty += 0.23 - mta
if(mta>0.3):
print("out of the border")
print("Oshiri Dekkachi!")
penalty += mta - 0.3
#----------------------------------
#新翼型の解析
#----------------------------------
xf = XFoil()
xf.airfoil = newfoil
#レイノルズ数の設定
xf.Re = 1.5e5
#境界要素法計算時1ステップにおける計算回数
xf.max_iter = 60
#座標整形
xf.repanel(n_nodes = 300)
xf.print = False
#計算結果格納
a, cl, cd, cm, cp = xf.cseq(0.4, 1.1, 0.1)
lr = [l/d for l, d in zip(cl,cd)]
#----------------------------------
#目的値
#----------------------------------
try:
#揚抗比の逆数を最小化
obj1 = 1/lr[1]
#揚抗比のピークを滑らかに(安定性の最大化)
maxlr = max(lr)
maxlr_index = lr.index(maxlr)
obj2 = abs(maxlr - lr[maxlr_index+1])
#下面の反りを最小化(製作再現性の最大化)
obj3 = foil_para[4]
except Exception as e:
obj1,obj2,obj3=[1.0]*NOBJ
traceback.print_exc()
if (np.isnan(obj1) or obj1 > 1):
obj1 = 1
if (np.isnan(obj2) or obj2 > 1):
obj2 = 1
if (np.isnan(obj3) or obj3 > 1):
obj3 = 1
obj1 += penalty
obj2 += penalty
obj3 += penalty
print("individual",individual)
print("evaluate",obj1,obj2,obj3)
print("max_thickness",foil_para[0])
print("at",foil_para[1])
print("max_camber",foil_para[2])
print("at",foil_para[3])
print("S",foil_para[4])
print('===================')
return [obj1, obj2, obj3]
def evaluate(self,individual):
#----------------------------------
#遺伝子に基づいて新翼型を生成
#----------------------------------
#遺伝子をデコード
ratios = self.decoder(individual, self.code_division)
#遺伝子に基づき翼型を混合して、新しい翼型を作る
datlist_list = [fc.read_datfile(file) for file in self.datfiles]
datlist_shaped_list = [fc.shape_dat(datlist) for datlist in datlist_list]
newdat = fc.interpolate_dat(datlist_shaped_list,ratios)
#翼型の形に関する情報を取得する
#foilpara == [最大翼厚、最大翼厚位置、最大キャンバ、最大キャンバ位置、S字の強さ]
foil_para = fc.get_foil_para(newdat)
#新しい翼型をAerofoilオブジェクトに適用
datx = np.array([ax[0] for ax in newdat])
daty = np.array([ax[1] for ax in newdat])
newfoil = Airfoil(x = datx, y = daty)
mt, mta, mc, mca, s = foil_para
#----------------------------------
#翼の形に関する拘束条件
#----------------------------------
"""
penalty = 0
for g, p in zip(self.gs, self.penalties):
if(not g):
penalty += p
"""
penalty = 0
print('===================')
if(mc<0):
print("out of the border")
print("reverse_cmaber")
penalty -= mc
if(mt<0.08):
print("out of the border")
print("too_thin")
penalty += 0.08-mt
if(mt>0.11):
print("out of the border")
print("too_fat")
penalty += mt-0.11
#if(foil_para[4]>0.03):
# print("out of the border")
# print("peacock")
# print('===================')
# return (1.0+(foil_para[4]-0.03),)*NOBJ
if(mta<0.23):
print("out of the border")
print("Atama Dekkachi!")
penalty += 0.23 - mta
if(mta>0.3):
print("out of the border")
print("Oshiri Dekkachi!")
penalty += mta - 0.3
#----------------------------------
#新翼型の解析
#----------------------------------
xf = XFoil()
xf.airfoil = newfoil
#レイノルズ数の設定
xf.Re = self.re
#境界要素法計算時1ステップにおける計算回数
xf.max_iter = 60
#print("hi")
#print(vars)
#scope = locals()
#var0, var1, var2, var3, var4, var5, var6, var7 = [0 if var == None or var == '' else eval(var,scope) for var in self.vars]
#計算結果格納
a, cl, cd, cm, cp = xf.cseq(0.4, 1.1, 0.1)
lr = [l/d for l, d in zip(cl,cd)]
#----------------------------------
#目的値
#----------------------------------
"""
try:
obj1,obj2,obj3 = [eval(o) for o in Os]
except Exception as e:
obj1,obj2,obj3=[1.0]*self.NOBJ
traceback.print_exc()
"""
try:
#揚抗比の逆数を最小化
obj1 = 1/lr[1]
#揚抗比のピークを滑らかに(安定性の最大化)
maxlr = max(lr)
maxlr_index = lr.index(maxlr)
obj2 = abs(maxlr - lr[maxlr_index+1])
#下面の反りを最小化(製作再現性の最大化)
obj3 = s
except Exception as e:
obj1,obj2,obj3=[1.0]*self.NOBJ
traceback.print_exc()
if (np.isnan(obj1) or obj1 > 1):
obj1 = 1
if (np.isnan(obj2) or obj2 > 1):
obj2 = 1
if (np.isnan(obj3) or obj3 > 1):
obj3 = 1
obj1 += penalty
obj2 += penalty
obj3 += penalty
return [obj1, obj2, obj3]
def evaluate(self, individual):
#解析が発散した際の評価値
DELTA = 1e10
#----------------------------------
#遺伝子に基づいて新翼型を生成
#----------------------------------
#遺伝子をデコード
ratios = self.decoder(individual, self.code_division)
#遺伝子に基づき翼型を混合して、新しい翼型を作る
datlist_list = [fc.read_datfile(file) for file in self.datfiles]
datlist_shaped_list = [
fc.shape_dat(datlist) for datlist in datlist_list
]
newdat = fc.interpolate_dat(datlist_shaped_list, ratios)
#翼型の形に関する情報を取得する
mt, mta, mc, mca, s, crossed, bd, bt, bc, smooth, td = fc.get_foil_para(
newdat)
#新しい翼型をAerofoilオブジェクトに適用
datx = np.array([ax[0] for ax in newdat])
daty = np.array([ax[1] for ax in newdat])
newfoil = Airfoil(x=datx, y=daty)
#----------------------------------
#翼の形に関する拘束条件
#----------------------------------
penalty = 0
#キャンバに関する拘束条件
if (mc < 0):
penalty -= mc
#最大翼厚に関する拘束条件
if (mt < 0.08):
penalty += 0.08 - mt
if (mt > 0.11):
penalty += mt - 0.11
#最大翼厚位置に関する拘束条件
if (mta < 0.23):
penalty += 0.23 - mta
if (mta > 0.3):
penalty += mta - 0.3
#----------------------------------
#新翼型の解析
#----------------------------------
xf = XFoil()
xf.airfoil = newfoil
#レイノルズ数の設定
xf.Re = self.re
#境界要素法計算時1ステップにおける計算回数
xf.max_iter = 60
xf.print = False
#計算結果格納
a, cl, cd, cm, cp = xf.cseq(0.4, 1.1, 0.1)
#----------------------------------
#目的値
#----------------------------------
try:
#揚抗比の逆数を最小化
obj1 = 1 / lr[1]
#揚抗比のピークを滑らかに(安定性の最大化)
maxlr = max(lr)
maxlr_index = lr.index(maxlr)
obj2 = abs(maxlr - lr[maxlr_index + 1])
#下面の反りを最小化(製作再現性の最大化)
obj3 = s
except Exception as e:
obj1, obj2, obj3 = [DELTA] * self.NOBJ
traceback.print_exc()
if (np.isnan(obj1) or obj1 > 1):
obj1 = DELTA
if (np.isnan(obj2) or obj2 > 1):
obj2 = DELTA
if (np.isnan(obj3) or obj3 > 1):
obj3 = DELTA
obj1 += penalty
obj2 += penalty
obj3 += penalty
return [obj1, obj2, obj3]
