【技术实现步骤摘要】
一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法
本专利技术属于机翼气动设计优化
，具体涉及一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法。
技术介绍
空天飞机又称航空航天飞机，是一种能从地面零速滑跑起飞，直至进入地球轨道的飞行器。这类飞行器由于能够重复使用、效费比高，已成为21世纪航空航天领域的前沿研究热点和各国抢占的新的战略制高点。在空天飞机飞行过程中，经历亚声速起飞、超声速爬升、直至高超声速巡航等多个飞行阶段。其飞行速域之宽，空域之广，对气动外形设计提出了巨大的挑战。除需要保证高超声速飞行性能以外，单/两级入轨空天飞机还必须兼顾满足工程需求的亚声速和超声速气动特性。因此，具备优良的宽速域气动性能，在不同飞行速域下具有较大的升阻比，是此类飞行器设计的基础和体现其优势的决定性因素。空天飞机从零速起飞、加速爬升直至高超声速巡航的过程中，随燃料消耗，其自身重力按一定规律不断减小。在飞行过程中，机翼产生的升力与机翼的重力大致平衡，由于机翼自身重力变化，机翼的升力也会随之变化，进而导致机翼的实际升力系数变化，使机翼的实际升力系数偏离设计升力系数，使飞行升阻比下降。对于速域单一的机翼，通过某些措施可以有效控制由于实际升力系数偏离设计升力系数引起的升阻比减小量。如民航客机在飞行过程中，可以一定的爬升率缓慢增加飞行高度，使空气密度下降，那么相同飞行速度下来流动压减小，尽管客机自身重力减小，可以控制实际升力系数不偏离设计升力系数太远，进而保证良好的升阻比特性。然而，宽速域机翼需要同时经历极宽的速域和极广的空
【技术保护点】
1.一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1，确定基准机翼；对基准机翼的平面外形进行参数化描述，得到用于控制基准机翼平面外形的平面外形参数集合P＝{P
【技术特征摘要】
1.一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，确定基准机翼；对基准机翼的平面外形进行参数化描述，得到用于控制基准机翼平面外形的平面外形参数集合P＝{P1,P2,…,Pn}；其中，n为平面外形参数集合中包含的平面外形参数的数量；
步骤2，确定基准机翼展向的q个站位，分别表示为s1,s2,…,sq；采用CST参数化方法对每个站位的剖面翼型进行参数化描述，每个站位位置的剖面翼型需要采用z个CST参数描述，因此，得到与第1个站位s1对应的z个CST参数为A11,A12,…,A1z，与第2个站位s2对应的z个CST参数为A21,A22,…,A2z，依此类推，与第q个站位sq对应的z个CST参数为Aq1,Aq2,…,Aqz；
因此，一共得到z*q个CST参数，统一表示为：A1,A2,…,Azq；
步骤3，将步骤1确定的平面外形参数集合P＝{P1,P2,…,Pn}，以及步骤2确定的展向不同站位处的z*q个CST参数A1,A2,…,Azq作为机翼设计变量，由此确定机翼设计变量为：X0＝[P1,P2,…,Pn,A1,A2,…,Azq]T；其中，上标T代表矩阵的转秩；
采用CST参数化方法对基准机翼的翼型表面进行参数化描述，完成三维的基准机翼的参数化建模，从而得到基准机翼的设计变量的具体取值X0(0)＝[P1(0),P2(0),…,Pn(0),A1(0),A2(0),…,Azq(0)]T；
步骤4，进行第一次机翼平面外形优化设计：
具体的，机翼平面外形参数被称为机翼设计的大参数，其对气动性能具有最直接的影响，因此首先进行机翼平面外形设计，方法为：
步骤4.1，确定n个平面外形参数P1,P2,…,Pn作为优化设计的变量，由此确定第一设计变量为：X1＝[P1,P2,…,Pn]T；
步骤4.2，步骤3已确定X1＝[P1,P2,…,Pn]T的具体取值为X1(0)＝[P1(0),P2(0),…,Pn(0)]T；将第一设计变量具体取值乘以上限系数，得到第一优化设计空间上限；将第一设计变量具体取值乘以下限系数，得到第一优化设计空间下限，第一优化设计空间上限到第一优化设计空间下限之间的范围，形成第一优化设计空间；
步骤4.3，在第一优化设计空间中，选择若干个初始样本点，对每个初始样本点进行CFD计算，得到对应的气动力系数响应值；
然后，基于每个初始样本点的气动力系数响应值，建立第一代理模型；
步骤4.4，在一定权重下，使机翼在超声速设计状态和高超声速巡航设计状态下阻力的最小值作为第一目标函数，第一目标函数f1(x)表达式为：
f1(x)＝ω11·A1·D2+ω12·A2·D3
第一约束条件为：
L1≥W1
L2＝W2
L3＝W3
其中：
D2为机翼处于超声速设计状态时的阻力；
D3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的阻力；
A1为机翼处于超声速设计状态时的第一归一化系数；
A2为机翼处于高超声速巡航设计状态时的第一归一化系数；
ω11为机翼处于超声速设计状态时的第一权重系数；
ω12为机翼处于高超声速巡航设计状态时的第一权重系数；
W1为起飞时处于亚声速设计状态时的飞行器自身重力；
W2为超声速设计状态时的飞行器自身重力；
W3为高超声速巡航设计状态时的飞行器自身重力；从低速起飞，超声速爬升，到高超声速巡航随燃料消耗飞行器自身重力逐渐减小，因此，W1＞W2＞W3；
L1为机翼起飞时处于亚声速设计状态时的有量纲升力；
L2为机翼处于超声速设计状态时的有量纲升力；
L3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的有量纲升力；
其中：
第一约束条件中，L1≥W1的含义为：在对机翼进行优化设计过程中，需保证机翼起飞时受到的有量纲升力大于等于飞行器自身重力；
第一约束条件中，L2＝W2的含义为：在对机翼进行优化设计过程中，需保证机翼处于超声速设计状态时产生的有量纲升力平衡飞行器自身重力，即：为定升力约束；
第一约束条件中，L3＝W3的含义为：在对机翼进行优化设计过程中，需保证机翼处于高超声速巡航设计状态时产生的有量纲升力平衡飞行器自身重力，即：为定升力约束；
步骤4.5，采用优化算法对机翼平面外形进行优化设计，即：根据步骤4.3建立的第一代理模型，得到满足第一约束条件且使第一目标函数f1(x)最小的P1,P2,…,Pn的值；
步骤4.6，通过机翼平面参数化方法，将步骤4.5得到的P1,P2,…,Pn的值转化为第一优化设计中间机翼；
评估第一优化设计中间机翼的宽速域气动性能，得到第一优化设计中间机翼在高超声速巡航设计状态时的可用升阻比；然后，判断可用升阻比与第一优化设计中间机翼在高超声速巡航设计状态时的最大升阻比的差值，如果差值小于设定阈值，则第一次机翼优化设计过程结束，将第一优化设计中间机翼作为第一次优化后得到的第一中间机翼opt1，然后执行步骤5；否则，增大总样本点数量，调整步骤4.2确定的第一优化设计空间，然后循环执行步骤4.3-步骤4.6，直到满足要求；
步骤5，进行第二次机翼不同站位处的剖面翼型优化设计：
具体的，通过步骤4对机翼平面外形进行优化后，确定最佳的平面外形参数值，然后进一步对机翼不同站位处的剖面翼型进行优化，实现减阻以进一步提升机翼的气动性能，方法为：
步骤5.1，确定z*q个CST参数A1,A2,…,Azq作为优化设计的变量，由此确定第二设计变量为：X2＝[A1,A2,…,Azq]T；
步骤5.2，步骤3已确定A1,A2,…,Azq的具体取值为X2(0)＝[A...
【专利技术属性】
技术研发人员：韩忠华，张阳，张科施，宋科，许建华，宋文萍，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。