[发明专利]一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法

权利要求书

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,…,P_n}；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,…,s_q；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,…,A¹_z，与第2个站位s₂对应的z个CST参数为A²₁,A²₂,…,A²_z，依此类推，与第q个站位s_q对应的z个CST参数为A^q₁,A^q₂,…,A^q_z；

因此，一共得到z*q个CST参数，统一表示为：A₁,A₂,…,A_zq；

步骤3，将步骤1确定的平面外形参数集合P＝{P₁,P₂,…,P_n}，以及步骤2确定的展向不同站位处的z*q个CST参数A₁,A₂,…,A_zq作为机翼设计变量，由此确定机翼设计变量为：X₀＝[P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq]^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⁾,…,P_n⁽⁰⁾,A₁⁽⁰⁾,A₂⁽⁰⁾,…,A_zq⁽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,…,P_n作为优化设计的变量，由此确定第一设计变量为：X₁＝[P₁,P₂,…,P_n]^T；

步骤4.2，步骤3已确定X₁＝[P₁,P₂,…,P_n]^T的具体取值为X₁⁽⁰⁾＝[P₁⁽⁰⁾,P₂⁽⁰⁾,…,P_n⁽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,…,P_n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,…,P_n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,…,A_zq作为优化设计的变量，由此确定第二设计变量为：X₂＝[A₁,A₂,…,A_zq]^T；

步骤5.2，步骤3已确定A₁,A₂,…,A_zq的具体取值为X₂⁽⁰⁾＝[A₁⁽⁰⁾,A₂⁽⁰⁾,…,A_zq⁽⁰⁾]^T；将第二设计变量具体取值乘以上限系数，得到第二优化设计空间上限；将第二设计变量具体取值乘以下限系数，得到第二优化设计空间下限，第二优化设计空间上限到第二优化设计空间下限之间的范围，形成第二优化设计空间；

步骤5.3，在第二优化设计空间中，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，建立第二代理模型；

步骤5.4，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升阻比的最大值作为第二目标函数，第二目标函数f₂(x)表达式为：

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

第二约束条件为：

其中：

C_L,2/C_D,2为机翼处于超声速设计状态时的升阻比；C_L,2为机翼处于超声速设计状态时的升力系数；C_D,2为机翼处于超声速设计状态时的阻力系数；

C_L,3/C_D,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升阻比；C_L,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；C_D,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的阻力系数；

B₁为机翼处于超声速设计状态时的第二归一化系数；

B₂为机翼处于高超声速巡航设计状态时的第二归一化系数；

ω₂₁为机翼处于超声速设计状态时的第二权重系数；

ω₂₂为机翼处于高超声速巡航设计状态时的第二权重系数；

C_L,1为机翼起飞时处于亚声速设计状态时的升力系数；

C_L,2为机翼处于超声速设计状态时的升力系数；

C_L,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；

C_L1,1为第一中间机翼opt1起飞时处于亚声速设计状态时的升力系数；

C_L1,2为第一中间机翼opt1处于超声速设计状态时的升力系数；

C_L1,3为第一中间机翼opt1处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；

t₁,t₂,…t_q分别为机翼在第1个站位s₁处翼型的相对厚度，在第2个站位s₂处翼型的相对厚度,…,在第q个站位s_q处翼型的相对厚度；

t_1，1,t_1，2,…t_1,q分别为第一中间机翼opt1在第1个站位s₁处翼型的相对厚度，在第2个站位s₂处翼型的相对厚度,…,在第q个站位s_q处翼型的相对厚度；

步骤5.5，采用优化算法对第一中间机翼opt1各个站位的剖面形状进行优化设计，即：根据步骤5.3建立的第二代理模型，得到满足第二约束条件且使第二目标函数f₂(x)最大的的A₁,A₂,…,A_zq的值；

步骤5.6，通过翼型剖面CST参数化方法，将步骤5.5得到的A₁,A₂,…,A_zq的值转化为第二中间机翼opt2；对第二中间机翼opt2进行气动特性评估，得到其宽速域气动性能参数；

步骤6，进行第三次机翼平面剖面一体化优化设计：

具体的，对基准机翼通过平面外形优化设计和剖面外形的优化设计后，得到第二中间机翼opt2，对第二中间机翼opt2继续进行平面剖面一体化优化设计，具体方法为：

步骤6.1，确定第三设计变量为：X₃＝[P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq]^T；

步骤6.2，步骤3已确定X₃＝[P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq]^T的具体取值为：X₃⁽⁰⁾＝[P₁⁽⁰⁾,P₂⁽⁰⁾,…,P_n⁽⁰⁾,A₁⁽⁰⁾,A₂⁽⁰⁾,…,A_zq⁽⁰⁾]^T；将第三设计变量具体取值X₃⁽⁰⁾乘以上限系数，得到第三优化设计空间上限；将第三设计变量具体取值X₁⁽⁰⁾乘以下限系数，得到第三优化设计空间下限，第三优化设计空间上限到第三优化设计空间下限之间的范围，形成第三优化设计空间；

步骤6.3，在第三优化设计空间中，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，建立第三代理模型；

步骤6.4，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三目标函数，第三目标函数f₃(x)表达式为：

f₃(x)＝ω₃₁·C₁·D₂+ω₃₂·C₂·D₃

第三约束条件为：

其中：

C₁为机翼处于超声速设计状态下气动性能关于第二中间机翼opt2的归一化系数；根据步骤5.6中对第二中间机翼opt2进行气动特性评估的结果获得；

C₂为机翼处于高超声速巡航设计状态下气动性能关于第二中间机翼opt2的归一化系数；根据步骤5.6中对第二中间机翼opt2进行气动特性评估的结果获得；

ω₃₁为机翼处于超声速设计状态时的第三权重系数；

ω₃₂为机翼处于高超声速巡航设计状态时的第三权重系数；

t_2，1,t_2，2,…t_2,q分别为第二中间机翼opt2在第1个站位s₁处翼型的相对厚度，在第2个站位s₂处翼型的相对厚度,…,在第q个站位s_q处翼型的相对厚度；

步骤6.5，采用优化算法对第二中间机翼opt2进行平面剖面一体化优化设计，即：根据步骤6.3建立的第三代理模型，得到满足第三约束条件且使第三目标函数f₃(x)最小时的P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq的值；

步骤6.6，结合机翼平面参数化方法和翼型剖面CST参数化方法，将步骤6.5得到的P₁,P₂,…,P_n,A₁,A₂,…,A_zq的值转化为最终设计得到的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼。

2.根据权利要求1所述的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，步骤5.4中，B₁＝1/(C_L,2/C_D,2)；B₂＝1/(C_L,3/C_D,3)。