[發(fā)明專利]一種考慮升力匹配的寬速域高升阻比機翼優(yōu)化設(shè)計方法

有效

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• 申請日: 2020-07-27
• 公開（公告）號: CN111859545B
• 公開（公告）日: 2022-09-02
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 韓忠華;張陽;張科施;宋科;許建華;宋文萍
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F30/23;G06F113/08;G06F113/28;G06F119/14
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務(wù)所 11337
• 代理人: 席小東

1.一種考慮升力匹配的寬速域高升阻比機翼優(yōu)化設(shè)計方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1，確定基準機翼；對基準機翼的平面外形進行參數(shù)化描述，得到用于控制基準機翼平面外形的平面外形參數(shù)集合P＝{P₁,P₂,…,P_n}；其中，n為平面外形參數(shù)集合中包含的平面外形參數(shù)的數(shù)量；

步驟2，確定基準機翼展向的q個站位，分別表示為s₁,s₂,…,s_q；采用CST參數(shù)化方法對每個站位的剖面翼型進行參數(shù)化描述，每個站位位置的剖面翼型需要采用z個CST參數(shù)描述，因此，得到與第1個站位s₁對應(yīng)的z個CST參數(shù)為A¹₁,A¹₂,…,A¹_z，與第2個站位s₂對應(yīng)的z個CST參數(shù)為A²₁,A²₂,…,A²_z，依此類推，與第q個站位s_q對應(yīng)的z個CST參數(shù)為A^q₁,A^q₂,…,A^q_z；

因此，一共得到z*q個CST參數(shù)，統(tǒng)一表示為：A₁,A₂,…,A_zq；

步驟3，將步驟1確定的平面外形參數(shù)集合P＝{P₁,P₂,…,P_n}，以及步驟2確定的展向不同站位處的z*q個CST參數(shù)A₁,A₂,…,A_zq作為機翼設(shè)計變量，由此確定機翼設(shè)計變量為：X₀＝[P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq]^T；其中，上標T代表矩陣的轉(zhuǎn)秩；

采用CST參數(shù)化方法對基準機翼的翼型表面進行參數(shù)化描述，完成三維的基準機翼的參數(shù)化建模，從而得到基準機翼的設(shè)計變量的具體取值X₀⁽⁰⁾＝[P₁⁽⁰⁾,P₂⁽⁰⁾,…,P_n⁽⁰⁾,A₁⁽⁰⁾,A₂⁽⁰⁾,…,A_zq⁽⁰⁾]^T；

步驟4，進行第一次機翼平面外形優(yōu)化設(shè)計：

具體的，機翼平面外形參數(shù)被稱為機翼設(shè)計的大參數(shù)，其對氣動性能具有最直接的影響，因此首先進行機翼平面外形設(shè)計，方法為：

步驟4.1，確定n個平面外形參數(shù)P₁,P₂,…,P_n作為優(yōu)化設(shè)計的變量，由此確定第一設(shè)計變量為：X₁＝[P₁,P₂,…,P_n]^T；

步驟4.2，步驟3已確定X₁＝[P₁,P₂,…,P_n]^T的具體取值為X₁⁽⁰⁾＝[P₁⁽⁰⁾,P₂⁽⁰⁾,…,P_n⁽⁰⁾]^T；將第一設(shè)計變量具體取值乘以上限系數(shù)，得到第一優(yōu)化設(shè)計空間上限；將第一設(shè)計變量具體取值乘以下限系數(shù)，得到第一優(yōu)化設(shè)計空間下限，第一優(yōu)化設(shè)計空間上限到第一優(yōu)化設(shè)計空間下限之間的范圍，形成第一優(yōu)化設(shè)計空間；

步驟4.3，在第一優(yōu)化設(shè)計空間中，選擇若干個初始樣本點，對每個初始樣本點進行CFD計算，得到對應(yīng)的氣動力系數(shù)響應(yīng)值；

然后，基于每個初始樣本點的氣動力系數(shù)響應(yīng)值，建立第一代理模型；

步驟4.4，在一定權(quán)重下，使機翼在超聲速設(shè)計狀態(tài)和高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)下阻力的最小值作為第一目標函數(shù)，第一目標函數(shù)f₁(x)表達式為：

f₁(x)＝ω₁₁·A₁·D₂+ω₁₂·A₂·D₃

第一約束條件為：

L₁≥W₁

L₂＝W₂

L₃＝W₃

其中：

D₂為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的阻力；

D₃為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的阻力；

A₁為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的第一歸一化系數(shù)；

A₂為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的第一歸一化系數(shù)；

ω₁₁為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的第一權(quán)重系數(shù)；

ω₁₂為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的第一權(quán)重系數(shù)；

W₁為起飛時處于亞聲速設(shè)計狀態(tài)時的飛行器自身重力；

W₂為超聲速設(shè)計狀態(tài)時的飛行器自身重力；

W₃為高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的飛行器自身重力；從低速起飛，超聲速爬升，到高超聲速巡航隨燃料消耗飛行器自身重力逐漸減小，因此，W₁＞W(wǎng)₂＞W(wǎng)₃；

L₁為機翼起飛時處于亞聲速設(shè)計狀態(tài)時的有量綱升力；

L₂為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的有量綱升力；

L₃為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的有量綱升力；

其中：

第一約束條件中，L₁≥W₁的含義為：在對機翼進行優(yōu)化設(shè)計過程中，需保證機翼起飛時受到的有量綱升力大于等于飛行器自身重力；

第一約束條件中，L₂＝W₂的含義為：在對機翼進行優(yōu)化設(shè)計過程中，需保證機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時產(chǎn)生的有量綱升力平衡飛行器自身重力，即：為定升力約束；

第一約束條件中，L₃＝W₃的含義為：在對機翼進行優(yōu)化設(shè)計過程中，需保證機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時產(chǎn)生的有量綱升力平衡飛行器自身重力，即：為定升力約束；

步驟4.5，采用優(yōu)化算法對機翼平面外形進行優(yōu)化設(shè)計，即：根據(jù)步驟4.3建立的第一代理模型，得到滿足第一約束條件且使第一目標函數(shù)f₁(x)最小的P₁,P₂,…,P_n的值；

步驟4.6，通過機翼平面參數(shù)化方法，將步驟4.5得到的P₁,P₂,…,P_n的值轉(zhuǎn)化為第一優(yōu)化設(shè)計中間機翼；

評估第一優(yōu)化設(shè)計中間機翼的寬速域氣動性能，得到第一優(yōu)化設(shè)計中間機翼在高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的可用升阻比；然后，判斷可用升阻比與第一優(yōu)化設(shè)計中間機翼在高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的最大升阻比的差值，如果差值小于設(shè)定閾值，則第一次機翼優(yōu)化設(shè)計過程結(jié)束，將第一優(yōu)化設(shè)計中間機翼作為第一次優(yōu)化后得到的第一中間機翼opt1，然后執(zhí)行步驟5；否則，增大總樣本點數(shù)量，調(diào)整步驟4.2確定的第一優(yōu)化設(shè)計空間，然后循環(huán)執(zhí)行步驟4.3-步驟4.6，直到滿足要求；

步驟5，進行第二次機翼不同站位處的剖面翼型優(yōu)化設(shè)計：

具體的，通過步驟4對機翼平面外形進行優(yōu)化后，確定最佳的平面外形參數(shù)值，然后進一步對機翼不同站位處的剖面翼型進行優(yōu)化，實現(xiàn)減阻以進一步提升機翼的氣動性能，方法為：

步驟5.1，確定z*q個CST參數(shù)A₁,A₂,…,A_zq作為優(yōu)化設(shè)計的變量，由此確定第二設(shè)計變量為：X₂＝[A₁,A₂,…,A_zq]^T；

步驟5.2，步驟3已確定A₁,A₂,…,A_zq的具體取值為X₂⁽⁰⁾＝[A₁⁽⁰⁾,A₂⁽⁰⁾,…,A_zq⁽⁰⁾]^T；將第二設(shè)計變量具體取值乘以上限系數(shù)，得到第二優(yōu)化設(shè)計空間上限；將第二設(shè)計變量具體取值乘以下限系數(shù)，得到第二優(yōu)化設(shè)計空間下限，第二優(yōu)化設(shè)計空間上限到第二優(yōu)化設(shè)計空間下限之間的范圍，形成第二優(yōu)化設(shè)計空間；

步驟5.3，在第二優(yōu)化設(shè)計空間中，選擇若干個初始樣本點，對每個初始樣本點進行CFD計算，得到對應(yīng)的氣動力系數(shù)響應(yīng)值；

然后，基于每個初始樣本點的氣動力系數(shù)響應(yīng)值，建立第二代理模型；

步驟5.4，在一定權(quán)重下，使機翼在超聲速設(shè)計狀態(tài)和高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)下升阻比的最大值作為第二目標函數(shù)，第二目標函數(shù)f₂(x)表達式為：

f₂(x)＝ω₂₁·B₁·(C_L,2/C_D,2)+ω₂₂·B₂·(C_L,3/C_D,3)

第二約束條件為：

其中：

C_L,2/C_D,2為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的升阻比；C_L,2為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的升力系數(shù)；C_D,2為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的阻力系數(shù)；

C_L,3/C_D,3為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的升阻比；C_L,3為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的升力系數(shù)；C_D,3為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的阻力系數(shù)；

B₁為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的第二歸一化系數(shù)；

B₂為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的第二歸一化系數(shù)；

ω₂₁為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的第二權(quán)重系數(shù)；

ω₂₂為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的第二權(quán)重系數(shù)；

C_L,1為機翼起飛時處于亞聲速設(shè)計狀態(tài)時的升力系數(shù)；

C_L,2為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的升力系數(shù)；

C_L,3為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的升力系數(shù)；

C_L1,1為第一中間機翼opt1起飛時處于亞聲速設(shè)計狀態(tài)時的升力系數(shù)；

C_L1,2為第一中間機翼opt1處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的升力系數(shù)；

C_L1,3為第一中間機翼opt1處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的升力系數(shù)；

t₁,t₂,…t_q分別為機翼在第1個站位s₁處翼型的相對厚度，在第2個站位s₂處翼型的相對厚度,…,在第q個站位s_q處翼型的相對厚度；

t_1，1,t_1，2,…t_1,q分別為第一中間機翼opt1在第1個站位s₁處翼型的相對厚度，在第2個站位s₂處翼型的相對厚度,…,在第q個站位s_q處翼型的相對厚度；

步驟5.5，采用優(yōu)化算法對第一中間機翼opt1各個站位的剖面形狀進行優(yōu)化設(shè)計，即：根據(jù)步驟5.3建立的第二代理模型，得到滿足第二約束條件且使第二目標函數(shù)f₂(x)最大的的A₁,A₂,…,A_zq的值；

步驟5.6，通過翼型剖面CST參數(shù)化方法，將步驟5.5得到的A₁,A₂,…,A_zq的值轉(zhuǎn)化為第二中間機翼opt2；對第二中間機翼opt2進行氣動特性評估，得到其寬速域氣動性能參數(shù)；

步驟6，進行第三次機翼平面剖面一體化優(yōu)化設(shè)計：

具體的，對基準機翼通過平面外形優(yōu)化設(shè)計和剖面外形的優(yōu)化設(shè)計后，得到第二中間機翼opt2，對第二中間機翼opt2繼續(xù)進行平面剖面一體化優(yōu)化設(shè)計，具體方法為：

步驟6.1，確定第三設(shè)計變量為：X₃＝[P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq]^T；

步驟6.2，步驟3已確定X₃＝[P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq]^T的具體取值為：X₃⁽⁰⁾＝[P₁⁽⁰⁾,P₂⁽⁰⁾,…,P_n⁽⁰⁾,A₁⁽⁰⁾,A₂⁽⁰⁾,…,A_zq⁽⁰⁾]^T；將第三設(shè)計變量具體取值X₃⁽⁰⁾乘以上限系數(shù)，得到第三優(yōu)化設(shè)計空間上限；將第三設(shè)計變量具體取值X₁⁽⁰⁾乘以下限系數(shù)，得到第三優(yōu)化設(shè)計空間下限，第三優(yōu)化設(shè)計空間上限到第三優(yōu)化設(shè)計空間下限之間的范圍，形成第三優(yōu)化設(shè)計空間；

步驟6.3，在第三優(yōu)化設(shè)計空間中，選擇若干個初始樣本點，對每個初始樣本點進行CFD計算，得到對應(yīng)的氣動力系數(shù)響應(yīng)值；

然后，基于每個初始樣本點的氣動力系數(shù)響應(yīng)值，建立第三代理模型；

步驟6.4，在一定權(quán)重下，使機翼在超聲速設(shè)計狀態(tài)和高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)下阻力的最小值作為第三目標函數(shù)，第三目標函數(shù)f₃(x)表達式為：

f₃(x)＝ω₃₁·C₁·D₂+ω₃₂·C₂·D₃

第三約束條件為：

其中：

C₁為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)下氣動性能關(guān)于第二中間機翼opt2的歸一化系數(shù)；根據(jù)步驟5.6中對第二中間機翼opt2進行氣動特性評估的結(jié)果獲得；

C₂為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)下氣動性能關(guān)于第二中間機翼opt2的歸一化系數(shù)；根據(jù)步驟5.6中對第二中間機翼opt2進行氣動特性評估的結(jié)果獲得；

ω₃₁為機翼處于超聲速設(shè)計狀態(tài)時的第三權(quán)重系數(shù)；

ω₃₂為機翼處于高超聲速巡航設(shè)計狀態(tài)時的第三權(quán)重系數(shù)；

t_2，1,t_2，2,…t_2,q分別為第二中間機翼opt2在第1個站位s₁處翼型的相對厚度，在第2個站位s₂處翼型的相對厚度,…,在第q個站位s_q處翼型的相對厚度；

步驟6.5，采用優(yōu)化算法對第二中間機翼opt2進行平面剖面一體化優(yōu)化設(shè)計，即：根據(jù)步驟6.3建立的第三代理模型，得到滿足第三約束條件且使第三目標函數(shù)f₃(x)最小時的P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq的值；

步驟6.6，結(jié)合機翼平面參數(shù)化方法和翼型剖面CST參數(shù)化方法，將步驟6.5得到的P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq的值轉(zhuǎn)化為最終設(shè)計得到的考慮升力匹配的寬速域高升阻比機翼。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮升力匹配的寬速域高升阻比機翼優(yōu)化設(shè)計方法，其特征在于，步驟5.4中，B₁＝1/(C_L,2/C_D,2)；B₂＝1/(C_L,3/C_D,3)。