考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法技术

本发明专利技术提出一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，依次包括建立参数化的初始翼型数据；确定翼型的设计状态和设计目标；采用拉丁超立方取样方法获得若干样本翼型数据；建立代理模型；建立优化种群并采用多目标优化算法对优化种群进行寻优。本发明专利技术结合经典的翼型参数化方法、代理模型技术、多目标优化算法，构建了高效可靠的战斗机小展弦比机翼翼型设计方法，通过二维环境下对翼型的几何和气动性能约束来保证翼型在小展弦比机翼上的性能，通过本模型设计的翼型可以大大提高机翼的跨音速和超音速性能，提高飞机的超音速巡航能力同时增加航程和作战半径。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及机翼翼型设计
，以及计算机仿真与数值优化
，具体为一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法。
技术介绍
对于大展弦比机翼，机翼表面大部分面积上的气动特性接近二维流动，三维流动只在翼根和翼尖部分，因此，翼型的气动特性将决定整个机翼的气动特性，翼型的选择对大展弦比机翼设计十分重要。对于现代先进战斗机及高机动无人机，一般要求从亚音速到超音速的范围内都具有优越的性能，因此机翼一般采用小展弦比大后掠角薄机翼。对于小展弦比或者大后掠机翼，普遍的认为是，机翼前缘或侧缘卷起的三维分离涡以及它们对流场的诱导作用，使机翼的最大升力系数有很大的提高，对大迎角下机翼的气动力有决定性的影响，这些与以二维封闭型分离区为主要特征的大展弦比机翼分离流动形态有很大不同，这就使得翼型最大升力特性和失速特性对小展弦比机翼影响较小。因此在这类机翼的气动设计中，一般认为机翼的平面形状起着决定性作用，而翼型重要性降低，通常采用相对厚度小于6％且头部较尖的小弯度翼型，重点进行平面形状、弯扭和厚度修形设计。但在实际飞机设计过程中，我们发现对于小展弦比机翼，虽然以三维流动占优势为其特征，但是翼型对小展弦比机翼设计仍然十分重要的，因为：翼型的跨音速升阻特性直接影响飞机的航程，超音速阻力特性直接影响飞机的超音速巡航能力，翼型的弯度直接影响飞机的机动能力。翼型的前缘形状可以影响三维分离涡面的生成、发展和涡的位置，可以影响涡升力和前缘吸力，从而影响飞机的大迎角升阻特性。翼型的超临界性能即使对小展弦比机翼也仍有直接的影响，现代高机动能力的战斗机不仅要求所用的翼型具有高的最大升力，而且还要求在较大的升力系数时翼型有大的升阻比。翼型的阻力发散边界、升力抖阵边界，仍然对机翼的性能有重要的影响。因此，即使对小展弦比或大后掠机翼，翼型的选用和设计仍然是飞机设计的一项重要内容。传统的翼型设计方法对于小展弦比机翼并不适用，这是因为：对于超音速的状态，机翼不同位置处翼型的压力分布基本相同，二维设计的结果与三维的评估结果保持一致，因为在超音速情况下，机翼表面的流动主要是二维流动，三维效应不明显，很容易从机翼的设计指标中提取翼型的设计指标。另一方面，小展弦比机翼的超音速阻力主要来自于超音速波阻，因此通过翼型设计减小机翼的零升阻力可以达到超音速减阻的设计目的。在跨音速的状态下，机翼不同位置处翼型的压力分布截然不同，与二维翼型的压力分布也相去甚远，也很难找到翼型与机翼的设计状态之间的关系。因此，小展弦比机翼翼型的设计不能通过传统的方法解决，二者的设计状态不一致，导致设计结果趋势相反。另一方面，翼型的设计主要减小的是激波阻力即零升阻力，对于小展弦比机翼，跨音速情况下诱导阻力占大部分。因此跨音速情况下小展弦比机翼，通过传统的二维翼型的设计并不能保证设计结果的正确性。为了考虑机翼三维效应的影响，本专利技术在翼型设计的时候，通过对非设计点的约束、翼型中部弯度的约束，来考虑机翼三维效应的影响，从而保证小展弦比机翼翼型设计的有效性。通常把超音速巡航阻力和跨音速巡航阻力作为优化设计的目标，以提高飞机的超音速巡航能力同时增加航程和作战半径。
技术实现思路
本专利技术提出了一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，通过二维环境下对翼型的几何和气动性能约束来保证翼型在小展弦比机翼上的性能，结合经典的翼型优化设计方法，构建了高效可靠的战斗机小展弦比机翼翼型设计方法，具有很高的实用价值。本专利技术的技术方案为：所述一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：建立参数化的初始翼型数据；步骤2：确定翼型的设计状态和设计目标，分为跨音速设计点：Ma＝0.85，Cl＝0.27 minimize:Cd；和超音速设计点：Ma＝1.5，Cl＝0.1 minimize:Cd；其中Ma为马赫数，Cl为升力系数，Cd为阻力系数；步骤3：依据步骤1参数化处理得到的初始翼型数据，采用拉丁超立方取样方法获得若干样本翼型数据；并对所有样本翼型进行流场求解，其中流场求解的设计状态为步骤2中确定的翼型设计状态；步骤4：根据步骤3得到的若干样本翼型数据和每个样本翼型的流场求解结果，建立代理模型；步骤5：建立优化种群，所述优化种群中包含若干样本点，所述样本点为满足小展弦比机翼翼型几何约束的参数化翼型数据；采用多目标优化算法对优化种群进行寻优，优化目标为：对于Ma＝0.85，Cl＝0.27的设计状态，优化结果翼型的Cd取到最小，且对于Ma＝1.5，Cl＝0.1的设计状态，优化结果翼型的Cd取到最小；同时在优化过程中，优化结果翼型满足以下约束：Ma＝0.25时，优化结果翼型的最大升力系数不小于设定值；Ma＝0.85时，优化结果翼型7度迎角下的升阻比不小于设定值；优化结果翼型的最大厚度不小于设定值；Ma＝0.75时，优化结果翼型阻力系数不高于设定值；Ma＝1.2时，优化结果翼型阻力系数不高于设定值；优化结果翼型中部弯度不小于设定值；寻优过程中，采用步骤4建立的代理模型计算优化种群中样本点的流场结果。进一步的优选方案，所述一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：若步骤5没有得到满足约束的优化结果，则改变对应优化结果翼型中部弯度的设定值，重新进行寻优过程。进一步的优选方案，所述一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：步骤5中多目标优化算法得到Pareto解集，将Pareto解集中的系列翼型分别应用到小展弦比机翼上，比较小展弦比机翼的跨音速和超音速性能，得到最优的小展弦比机翼翼型。进一步的优选方案，所述一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：小展弦比机翼的跨音速和超音速性能为阻力特性。进一步的优选方案，所述一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：步骤1中建立参数化的初始翼型数据过程为：选择已有翼型做为初始翼型，并采用参数化方法对初始翼型进行参数化处理。进一步的优选方案，所述一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：步骤1中建立参数化的初始翼型数据过程为：根据小展弦比机翼翼型的几何约束，采用参数化方法设计初始翼型。进一步的优选方案，所述一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：参数化方法为B样条方法。进一步的优选方案，所述一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：步骤4中的代理模型为Kriging代理模型。有益效果本专利技术突破了传统翼型设计中不考虑机翼的三维效应的方法，针对战斗机小展弦比机翼，提出了考虑机翼三维效应的多目标气动优化设计模型，通过二维环境下对翼型的几何和气动性能约束来保证翼型在小展弦比机翼上的性能。结合经典的翼型参数化方法、代理模型技术、多目标优化算法，构建了高效可靠的战斗机小展弦比机翼翼型设计方法，通过本模型设计的翼型可以大大提高机翼的跨音速和超音速性能，提高飞机的超音速巡航能力同时增加航程和作战半径。本专利技术的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本专利技术的实践了解到。附图说明本专利技术的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：图1 B样条基函数；图2 B样条曲线拟合翼型；图3代理模本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：建立参数化的初始翼型数据；步骤2：确定翼型的设计状态和设计目标，分为跨音速设计点：Ma＝0.85，Cl＝0.27         minimize:Cd；和超音速设计点：Ma＝1.5，Cl＝0.1           minimize:Cd；其中Ma为马赫数，Cl为升力系数，Cd为阻力系数；步骤3：依据步骤1参数化处理得到的初始翼型数据，采用拉丁超立方取样方法获得若干样本翼型数据；并对所有样本翼型进行流场求解，其中流场求解的设计状态为步骤2中确定的翼型设计状态；步骤4：根据步骤3得到的若干样本翼型数据和每个样本翼型的流场求解结果，建立代理模型；步骤5：建立优化种群，所述优化种群中包含若干样本点，所述样本点为满足小展弦比机翼翼型几何约束的参数化翼型数据；采用多目标优化算法对优化种群进行寻优，优化目标为：对于Ma＝0.85，Cl＝0.27的设计状态，优化结果翼型的Cd取到最小，且对于Ma＝1.5，Cl＝0.1的设计状态，优化结果翼型的Cd取到最小；同时在优化过程中，优化结果翼型满足以下约束：Ma＝0.25时，优化结果翼型的最大升力系数不小于设定值；Ma＝0.85时，优化结果翼型7度迎角下的升阻比不小于设定值；优化结果翼型的最大厚度不小于设定值；Ma＝0.75时，优化结果翼型阻力系数不高于设定值；Ma＝1.2时，优化结果翼型阻力系数不高于设定值；优化结果翼型中部弯度不小于设定值；寻优过程中，采用步骤4建立的代理模型计算优化种群中样本点的流场结果。...

【技术特征摘要】
1.一种考虑三维效应的小展弦比机翼翼型设计方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：建立参数化的初始翼型数据；步骤2：确定翼型的设计状态和设计目标，分为跨音速设计点：Ma＝0.85，Cl＝0.27 minimize:Cd；和超音速设计点：Ma＝1.5，Cl＝0.1 minimize:Cd；其中Ma为马赫数，Cl为升力系数，Cd为阻力系数；步骤3：依据步骤1参数化处理得到的初始翼型数据，采用拉丁超立方取样方法获得若干样本翼型数据；并对所有样本翼型进行流场求解，其中流场求解的设计状态为步骤2中确定的翼型设计状态；步骤4：根据步骤3得到的若干样本翼型数据和每个样本翼型的流场求解结果，建立代理模型；步骤5：建立优化种群，所述优化种群中包含若干样本点，所述样本点为满足小展弦比机翼翼型几何约束的参数化翼型数据；采用多目标优化算法对优化种群进行寻优，优化目标为：对于Ma＝0.85，Cl＝0.27的设计状态，优化结果翼型的Cd取到最小，且对于Ma＝1.5，Cl＝0.1的设计状态，优化结果翼型的Cd取到最小；同时在优化过程中，优化结果翼型满足以下约束：Ma＝0.25时，优化结果翼型的最大升力系数不小于设定值；Ma＝0.85时，优化结果翼型7度迎角下的升阻比不小于设定值；优化结果翼型的最大厚度不小于设定值；Ma＝0.75时，优化结果翼型阻力系数不高于设定值；Ma＝1.2时，优化结果翼型阻力系数不高于设定...

【专利技术属性】
技术研发人员：高正红，王超，夏露，赵欢，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61