[发明专利]一种机翼翼型选配设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及机翼设计技术领域，特别涉及一种机翼翼型选配设计方法。

背景技术

工业界普遍的机翼翼型选配都是先根据升阻特性、力矩特性要求从翼形库中选择匹配度较高的翼型，然后对选定平面几何参数的机翼选配翼型并定义几组几何扭转等翼型的相关参数，对其进行气动特性分析，若气动特性分析满足要求则开展下一步优化设计，若不满足则重新对选定平面几何参数的机翼选配翼型，再定义几何扭转等翼型的相关参数并对其进行气动特性分析，直到气动特性分析满足要求。

由于主要分析集中在翼型的设计分析，以上方法简称2D机翼设计。早期低速飞机的翼型基本决定了机翼的气动特点，通过人工迭代的翼型选配设计可以满足研制进度要求。但随着气动设计技术的精细化发展，分析手段的不断提高，具备小展弦比、大后掠角等特征机翼的大量使用，翼型与全机气动特性并不充分对应，采用原始方法要找到非常匹配的翼型比较困难，且工作效率较低。

为解决以上问题，越来越多学术界研究集中到3D机翼设计，即将机翼作为一个整体型面进行3维的分析和优化。显然，这种方法对仿真能力、数据处理能力以及优化方法等各个方面要求均较高，在参数变化较大的飞机概念、初步设计阶段并不适合，尤其是在机翼翼型选配设计时产生的设计点偏移问题，虽然获得了最大升阻比，但与使用点的升力系数对应的升阻比却不一定是最大升阻比。

发明内容

为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本发明提供了一种机翼翼型选配设计方法，包括如下步骤：

步骤一，选定一组机翼参数{X₀，X₁，X₂，X₃，…}₁,并建立该组机翼参数的参数化机翼气动分析模型，选取第一迎角α₁和第二迎角α₂，计算α₁对应的第一升力系数C_L1和第一力矩系数C_M1，计算α₂对应的第二升力系数C_L2和第二力矩系数C_M2；

步骤二，根据预先给定的CL设通过公式(1)计算与C_L设对应的第三迎角α₃，CL设为与设计点对应的升力系数，

α₃＝α₁+(C_L设-C_L1)/(C_L2-C_L1)*(α₂-α₁)(1)；

根据公式(2)计算零升力矩系数C_M0，

C_M0＝C_M1–(C_M2–C_M1)/(C_L2-C_L1)*C_L1(2)；

步骤三，计算与α₃对应的阻力系数C_D3，并对阻力系数C_D3进行修正，并通过公式(3)计算使用点对应的升阻比K使，其中δ_CD为阻力修正系数，

K使＝C_L设/(C_D3+δ_CD)(3)；

步骤四，定义约束条件与优化目标，所述优化目标为使K使最大化，将所述约束条件和优化目标代入遗传算法计算，获得最佳机翼参数{X₀，X₁，X₂，X₃，…}最佳，将最佳机翼参数{X₀，X₁，X₂，X₃，…}最佳作为步骤一中的机翼参数，重新执行一遍步骤一至步骤三，求得使用点的最大升阻比K使_max。

优选的，步骤一中选定的机翼参数包括机翼主要占位扭转角和翼型参数。

优选的，步骤二中的第一迎角α₁为2°，第二迎角α₂为4°，C_L设值为0.2。

优选的，步骤四中的约束条件包括机翼参数的变量范围约束和零升力矩系数的范围约束。

优选的，步骤四中的遗传算法采用多岛遗传算法。