CN108009383A - 一种自然层流短舱外形的确定方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种自然层流短舱外形的确定方法及系统。该方法包括：采用CST方法对待改进短舱的剖面进行参数化，通过γ‑Re_θ转捩模型获取自然层流短舱的转捩发生的位置；获取进气道入口及发动机出口的边界条件；采用拉丁方设计方法获得变量组；根据变量组获取对应的短舱阻力；建立第一Kriging响应面模型；获取变量组对应的短舱阻力的方差；建立第二Kriging响应面模型；确定目标函数，利用第一Kriging响应面模型和第二Kriging响应面模型进行短舱阻力的均值和方差的预测；获得使得目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组；根据最优变量组中的参数确定自然层流短舱的外形。本发明的方法及系统，能有效提高层流短舱外形的性能，减小飞机的表面摩擦阻力、提高飞机的经济性。

Description

一种自然层流短舱外形的确定方法及系统

技术领域

本发明涉及飞机短舱设计领域，特别是涉及一种自然层流短舱外形的确定方法及系统。

背景技术

大型运输机是国际航空工业竞争最激烈的领域，其发展所面临的挑战是如何满足经济性、安全性、舒适性、环保性等方面越来越苛刻的要求。比如，美国NASA规划的未来三代民用运输机的耗油率相比目前的B737要分别降低33％、40％、70％，应对这些苛刻要求，需要加强开展改进飞机气动效率等的设计研究。

减小气动阻力一直是空气动力学界最活跃的研究热点之一，A340的研究结果表明，阻力减少0.3％相当于节省300公斤的燃油或者增加3个乘客。由于翼身组合体大型亚声速运输机的摩阻约占全机阻力的50％，因而采用层流技术降低机体阻力是布局优化中十分重要的课题。NASA Obara等人的研究表明，在典型商务喷气客机的表面扩大层流流动，有可能使全机阻力降低(12～14)％。在A380的设计中通过引入先进的层流技术，使阻力降低了4.7％。

随着大涵道比涡扇发动机技术的快速发展，其几何尺寸的增大导致了发动机短舱阻力在全机阻力中所占的比例迅速增加，短舱表面摩擦阻力是短舱的主要阻力来源之一。NASA Obara等人的研究表明。大型飞机巡航条件下，发动机短舱表面摩擦阻力贡献约80％的短舱阻力，占全机阻力的3％左右。因此，在短舱外表面实现一定长度的层流，有利于减小飞机的表面摩擦阻力、提高飞机的经济性。

发明内容

本发明的目的是提供一种自然层流短舱外形的确定方法及系统，以确定一种自然层流短舱的外形，从而减小飞机的表面摩擦阻力，提高飞机的性能。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种自然层流短舱外形的确定方法，所述方法包括：

采用CST方法对待改进短舱的剖面进行参数化，获得多个参数组；每个参数组包括多个参数的不同取值；所述待改进短舱为非层流化短舱；

通过γ-Re_θ转捩模型获取自然层流短舱的转捩发生的位置；

获取进气道入口及发动机出口的边界条件；

采用拉丁方设计方法对所述多个参数组更新，获得多个变量组；每个参数组对应得到一个变量组；

根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力；

根据所述多个变量组和对应的短舱阻力建立第一Kriging响应面模型；

根据所述第一Kriging响应面模型获取每个所述变量组对应的短舱阻力的方差；

根据所述多个变量组和对应的方差建立第二Kriging响应面模型；

确定目标函数其中表示第i个变量组对应的短舱阻力的均值，表示第i个变量组对应的短舱阻力的方差；

利用所述第一Kriging响应面模型和所述第二Kriging响应面模型进行短舱阻力的均值和方差的预测；

获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组；

根据所述最优变量组中的参数确定所述自然层流短舱的外形。

可选的，所述获取进气道入口及发动机出口的边界条件，具体包括：

根据获取进气道入口的边界条件其中为发动机入口处指向流场外部的单位法向量；M_f为发动机入口的马赫数；p_f为发动机入口的压力值，ρ_f为发动机入口处的流体密度；γ为γ-Re_θ转捩模型中的间歇因子；

根据获取发动机出口的边界条件其中为发动机出口处指向流场内部的单位法向量；p_ex为发动机出口的压力值，ρ_ex为发动机出口处的流体密度；T_0,ex为发动机喷出气体的总温。

可选的，所述根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力，具体包括：

采用结构化网格和三维NS方程获取每个变量组对应的短舱阻力。

可选的，所述结构化网格具体包括：

采用基于尾涡传递方法设置多块网格边界条件，以自由边界条件下计算得到的尾涡流场作为后部计算网格的边界条件；

将模拟对象分为多个子问题，针对不同对象搭建不同疏密程度的计算网格和湍流模型。

可选的，所述获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组之后，还包括：

在所述最优变量组处，根据NS方程对所述第一Kriging响应面模型预测的短舱阻力的均值和所述第二Kriging响应面模型预测的短舱阻力的方差进行检验，判断是否满足收敛标准，得到第一判断结果；

当所述第一判断结果表示满足收敛标准时，将所述最优变量组作为最终的最优变量组；

当所述第一判断结果表示不满足收敛标准时，增加参数组中的参数，返回根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力的步骤。

可选的，所述获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组，具体包括：

采用全局优化算法EGO进行优化求解，获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组。

一种自然层流短舱外形的确定系统，所述系统应用于上述所述的方法，所述系统包括：

参数化模块，用于采用CST方法对待改进短舱的剖面进行参数化，获得多个参数组；每个参数组包括多个参数的不同取值；所述待改进短舱为非层流化短舱；

转捩发生位置获取模块，用于通过γ-Re_θ转捩模型获取自然层流短舱的转捩发生的位置；

边界条件获取模块，用于获取进气道入口及发动机出口的边界条件；

变量组获取模块，用于采用拉丁方设计方法对所述多个参数组更新，获得多个变量组；每个参数组对应得到一个变量组；

短舱阻力获取模块，用于根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力；

第一Kriging响应面模型建立模块，用于根据所述多个变量组和对应的短舱阻力建立第一Kriging响应面模型；

方差获取模块，用于根据所述第一Kriging响应面模型获取每个所述变量组对应的短舱阻力的方差；

第二Kriging响应面模型建立模块，用于根据所述多个变量组和对应的方差建立第二Kriging响应面模型；

目标函数确定模块，用于确定目标函数其中表示第i个变量组对应的短舱阻力的均值，表示第i个变量组对应的短舱阻力的方差；

预测模块，用于利用所述第一Kriging响应面模型和所述第二Kriging响应面模型进行短舱阻力的均值和方差的预测；

最优变量组获取模块，用于获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组；

自然层流短舱外形确定模块，用于根据所述最优变量组中的参数确定所述自然层流短舱的外形。

可选的，所述边界条件获取模块，具体包括：

进气道入口边界条件获取单元，用于根据获取进气道入口的边界条件其中为发动机入口处指向流场外部的单位法向量；M_f为发动机入口的马赫数；p_f为发动机入口的压力值，ρ_f为发动机入口处的流体密度；γ为γ-Re_θ转捩模型中的间歇因子；

发动机出口边界条件获取单元，用于根据获取发动机出口的边界条件其中为发动机出口处指向流场内部的单位法向量；p_ex为发动机出口的压力值，ρ_ex为发动机出口处的流体密度；T_0,ex为发动机喷出气体的总温。

可选的，所述短舱阻力获取模块采用结构化网格和三维NS方程获取每个变量组对应的短舱阻力。

可选的，所述系统还包括：

判断模块，用于获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组之后，在所述最优变量组处，根据NS方程对所述第一Kriging响应面模型预测的短舱阻力的均值和所述第二Kriging响应面模型预测的短舱阻力的方差进行检验，判断是否满足收敛标准，得到第一判断结果；

最终的最优变量组确定模块，用于当所述第一判断结果表示满足收敛标准时，将所述最优变量组作为最终的最优变量组；

参数更新模块，用于当所述第一判断结果表示不满足收敛标准时，增加参数组中的参数，返回根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力的步骤。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

自然层流短舱外形确定过程，涉及到诸多复杂过程的模拟，例如转捩、粗糙度模拟等，自然层流主要通过飞行器外形的型面确定，获得有利的压力梯度，抑制流向TS波增长，从而推迟转捩，这种转捩极易受飞行条件限制，会影响飞机在非设计工况的性能。

层流短舱在实际使用中存在表面粗糙度等不确定度因素的困扰，一是加工误差和链接结构造成的粗糙度难以避免，二是使用过程中存在风霜雨雪、风沙、蚊虫等的撞击与侵蚀，日积月累对表面粗糙度具有显著的影响，因此，本发明在外形确定过程中对其敏感性和影响加以考虑，有效提高层流短舱外形的性能，减小飞机的表面摩擦阻力、提高飞机的经济性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明自然层流短舱外形的确定方法的流程示意图；

图2为本发明自然层流短舱外形的确定系统的结构示意图；

图3为本发明自然层流短舱的外形示意图；

图4为本发明待改进短舱与改进后的自然层流短舱的上截面母线的对比图；

图5为本发明待改进短舱与改进后的自然层流短舱的下截面母线的对比图；

图6为本发明待改进短舱与改进后的自然层流短舱的上、下及侧面的摩擦阻力系数的分布对比图；

图7为本发明待改进短舱表面摩擦阻力系数云图；

图8为本发明改进后的自然层流短舱表面摩擦阻力系数云图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明自然层流短舱外形的确定方法的流程示意图。如图1所示，所述方法包括：

步骤:101：采用CST方法对待改进短舱的剖面(截面)进行参数化。此步骤获得多个参数组；每个参数组包括多个参数的不同取值；所述待改进短舱为非层流化短舱。采用CST(class function/shape function transformation)方法分别对待改进短舱的上、下、侧下方三个典型剖面进行参数化，用有限的参数组(例如一个参数组包含21个参数，每个参数的取值范围从0到1)描述一个短舱外形，一组确定的参数组对应一个确定的新外形，因此，多个参数组对应多个短舱的外形，通过增量的差值获取修改后的短舱外形，能够实现用较少的参数精确的描述短舱的外形特征。

步骤102：通过γ-Re_θ转捩模型获取自然层流短舱的转捩发生的位置。转捩计算采用Menter等人发展的γ-Re_θ转捩模型，这种模型不追求模拟转捩的具体复杂物理过程，而是通过经验性的关联函数与转捩动量雷诺数来控制边界层内间歇因子的生成,进而确定转捩发生的位置。

步骤103：获取进气道入口及发动机出口的边界条件。根据绝热等熵条件及流动均匀假设建立进气道入口及发动机出口的边界条件。具体的过程为：

远场来流和壁面边界条件：

通过给定来流的速度、压力和密度给出相应的远场边界条件；对于壁面而言则采用无滑移的壁面边界条件。

进气道入口边界条件：

对于进气道入口，其边界条件由发动机状态给定，通常将进入发动机工作状态的质量流量作为给定参数。对于外流计算而言，该质量流量则是流场的出口条件。具体做法是假定远场来流到到发动机入口处满足绝热等熵条件且流动均匀，由质量流量有：

式中，下标“f”表示发动机入口处参数，下标“0”表示远场的滞止参数，而下标“∞”则表示远场来流参数。上式中未知数只有发动机入口的马赫数M_f，通过迭代可以计算出M_f，进一步可得出相应的流动参数：

然后利用获得进气道入口的边界条件其中为发动机入口处指向流场外部的单位法向量；M_f为发动机入口的马赫数；p_f为发动机入口的压力值，ρ_f为发动机入口处的流体密度；γ为γ-Re_θ转捩模型中的间歇因子；

发动机出口边界条件：

对于发动机出口，其边界条件也由发动机工作状态给定，通常将发动机喷出气体的总温T_0,ex和总压p_0,ex作为给定参数。对于外流计算而言，喷流的总温T_0,ex和总压p_0,ex则是流场的入口条件。具体做法是假定出口处的静压p_ex源于流场，喷流满足等熵关系。所以，对于发动机出口条件而言，已知p_ex，p_0,ex，T_0,ex：

其中ρ_ex是出口的密度，R是气体常数，取值287；

然后利用获取发动机出口的边界条件其中为发动机出口处指向流场内部的单位法向量；p_ex为发动机出口的压力值，ρ_ex为发动机出口处的流体密度；T_0,ex为发动机喷出气体的总温。

步骤104：采用拉丁方设计方法对所述多个参数组更新，获得多个变量组。每个参数组对应得到一个变量组。此步骤是针对设计变量组Xi在设计空间内进行试验设计的过程：采用拉丁方设计获取设计空间内N组参数组Xi组，这N组设计变量组需要进行CFD求解，获得多个变量组，用于建立Kriging响应面模型。

步骤105：根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力，建立第一Kriging响应面模型。采用结构化网格和三维NS方程获取每个变量组对应的短舱阻力，进而求得每个变量组的短舱阻力的均值，根据每个变量组及对应的短舱阻力的均值，建立第一Kriging响应面模型f_μ。

步骤106：根据所述第一Kriging响应面模型获取每个所述变量组对应的短舱阻力的方差，建立第二Kriging响应面模型。基于步骤105建立的第一Kriging响应面模型f_μ通过蒙托卡罗方法获取变量组Xi对应的方差然后根据变量组和方差建立第二Kriging响应面模型。

步骤107：确定目标函数。将作为目标函数，其中表示第i个变量组对应的短舱阻力的均值，表示第i个变量组对应的短舱阻力的方差。

步骤108：利用所述第一Kriging响应面模型和所述第二Kriging响应面模型进行短舱阻力的均值和方差的预测。

步骤109：获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组。用全局优化算法EGO进行优化求解获取设计空间中目标函数值最小的Xn。

在Xn点用NS方程对第一Kriging响应面模型和第二Kriging响应面模型预测的均值和方差进行检验，如果满足收敛标准则将Xn为最优外形参数，如果不满足收敛标准，则增加设计变量样本点组Xj，即增加参数组中参数的个数，将Xj并入Xi形成新的Xi，重复步骤105至步骤109直到满足收敛条件为止。

步骤1010：根据所述最优变量组中的参数确定所述自然层流短舱的外形。

由于常规数值模拟通常针对单飞行器构造网格，过程中对每个网格点进行迭代计算，直至所有计算点均满足收敛条件。但对于多飞行器数值模拟，尤其考虑气流粘性、波系干扰、涡产生、发展及耗散等复杂气动现象时，计算网格量急剧增加，常规工控机、服务器等无法提供足够资源进行计算，而专用计算工作站成本很高，开展大规模计算不切实际，同时也影响计算效率。发展可操作性强、计算资源消耗低的新计算方法是提高类似飞行编队问题的数值模拟效率的有效手段。因此，本发明采用基于尾涡传递方法设置多块网格边界条件，以自由边界条件下计算得到的尾涡流场作为后部计算网格的边界条件，进而将模拟对象分为三个子问题，针对不同对象搭建不同疏密程度的计算网格和湍流模型，在保证模拟精度的同时降低计算资源的消耗。空间网格更新需要相应的动网格技术，本文采用了基于扰动的超限差值TFI(the transfinite interpolation)方法生成变形后的网格。

图2为本发明自然层流短舱外形的确定系统的结构示意图。如图2所示，所述系统包括：

参数化模块201，用于采用CST方法对待改进短舱的剖面进行参数化，获得多个参数组；每个参数组包括多个参数的不同取值；所述待改进短舱为非层流化短舱；

转捩发生位置获取模块202，用于通过γ-Re_θ转捩模型获取自然层流短舱的转捩发生的位置；

边界条件获取模块203，用于获取进气道入口及发动机出口的边界条件。所述边界条件获取模块203，具体包括：

进气道入口边界条件获取单元，用于根据获取进气道入口的边界条件其中为发动机入口处指向流场外部的单位法向量；M_f为发动机入口的马赫数；p_f为发动机入口的压力值，ρ_f为发动机入口处的流体密度；γ为γ-Re_θ转捩模型中的间歇因子；

发动机出口边界条件获取单元，用于根据获取发动机出口的边界条件其中为发动机出口处指向流场内部的单位法向量；p_ex为发动机出口的压力值，ρ_ex为发动机出口处的流体密度；T_0,ex为发动机喷出气体的总温。

变量组获取模块204，用于采用拉丁方设计方法对所述多个参数组更新，获得多个变量组；每个参数组对应得到一个变量组；

短舱阻力获取模块205，用于根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力；所述短舱阻力获取模块205采用结构化网格和三维NS方程获取每个变量组对应的短舱阻力。

第一Kriging响应面模型建立模块206，用于根据所述多个变量组和对应的短舱阻力建立第一Kriging响应面模型；

方差获取模块207，用于根据所述第一Kriging响应面模型获取每个所述变量组对应的短舱阻力的方差；

第二Kriging响应面模型建立模块208，用于根据所述多个变量组和对应的方差建立第二Kriging响应面模型；

目标函数确定模块209，用于确定目标函数其中表示第i个变量组对应的短舱阻力的均值，表示第i个变量组对应的短舱阻力的方差；

预测模块2010，用于利用所述第一Kriging响应面模型和所述第二Kriging响应面模型进行短舱阻力的均值和方差的预测；

最优变量组获取模块2011，用于获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组；

自然层流短舱外形确定模块2012，用于根据所述最优变量组中的参数确定所述自然层流短舱的外形。

所述系统还包括：

判断模块，用于获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组之后，在所述最优变量组处，根据NS方程对所述第一Kriging响应面模型预测的短舱阻力的均值和所述第二Kriging响应面模型预测的短舱阻力的方差进行检验，判断是否满足收敛标准，得到第一判断结果；

最终的最优变量组确定模块，用于当所述第一判断结果表示满足收敛标准时，将所述最优变量组作为最终的最优变量组；

参数更新模块，用于当所述第一判断结果表示不满足收敛标准时，增加参数组中的参数，返回根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力的步骤。

具体实施方式：

初始外形短舱为某非层流短舱外形，设计状态为马赫数Ma＝0.76，迎角a＝2.0,设计雷诺数为Re＝1.0×10⁷,计算湍流度Tu取0.3％，短舱雷诺数参考长度取3.25m，参考面积取全机参考面积约288m²，目标函数及约束表述如下：

C_D为短舱阻力,为短舱阻力的方差，为短舱截面最大厚度，为短舱初始外形最大截面厚度。

参照具体实施例，图3为本发明自然层流短舱的外形示意图，如图3所示。尽量少的设计变量和尽量大的设计空间是参数化方法的一个重要的追求指标，波音公司Kulfan等人提出的基于型函数/类函数变换(class function/shape functiontransformation,CST)的参数化方法在众多参数化方法中具有较高的精度、几何意义明确，同时控制参数少。在本文的研究中选取短舱典型的剖面进行CST方法进行参数化。发动机唇口截面大小及内型面等对发动机进气条件影响明显，其设计主要应由发动机参数决定，改进主要针对短舱外表面进行,为了节省计算资源，选取半模计算。短舱外形参数化,采用六阶CST(n＝6)方法分别对上、下、侧下方三个典型剖面进行参数化，共计21个设计变量，通过增量的差值获取修改后的短舱外形，能够实现用较少的参数精确的描述短舱的外形特征。

单独短舱改进后阻力有明显的减小，从结果对比可见，通过改进后短舱的阻力系数存在明显的减小，改进后的自然层流短舱阻力减小25.2％，而且其压差阻力分量及摩擦阻力分量均有减小，减小幅度分别为0.7阻力单位和2.7阻力单位。图3和图4给出了短舱上下两个典型截面(剖面)母线的对比图，从剖面形状对比图可见通过改进后，各截面前缘半径均减小，最大厚度相对位置大幅后移，由于约束条件的限制最大相对厚度有小幅的增大。

图4和图5给出了短舱上下两个典型截面(剖面)母线的对比图，图4为本发明待改进短舱与改进后的自然层流短舱的上剖面母线的对比图；图5为本发明待改进短舱与改进后的自然层流短舱的下剖面母线的对比图；从剖面形状对比图可见通过优化后，各截面前缘半径均减小，最大厚度相对位置大幅后移，由于约束条件的限制最大相对厚度有小幅的增大。

图6为本发明待改进短舱与改进后的自然层流短舱的上、下及侧面的摩擦阻力系数的分布对比图；初始外形三个截面转捩位置位于20％弦长附近，同时由于迎角的存在，上截面转捩位置靠前，下截面转捩位置靠后，侧向截面转捩位置位于两者中间，优化后的结果显示三个截面的转捩位置均有大幅后移到45％～55％弦长附近，迎角对不同截面的影响规律与初始短舱一致。

图7和图8给出了初始短舱和改进后短舱表面摩擦阻力系数云图对比，图7为本发明待改进短舱表面摩擦阻力系数云图；图8为本发明改进后的自然层流短舱表面摩擦阻力系数云图。初始短舱由于最大相对厚度位置靠前，并且头部曲率较大，转捩位置靠前在20％附近，优化后最大厚度位置后移，转捩位置大幅后移到50％左右，对摩擦阻力的减弱效果明显。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种自然层流短舱外形的确定方法，其特征在于，所述方法包括：

采用CST方法对待改进短舱的剖面进行参数化，获得多个参数组；每个参数组包括多个参数的不同取值；所述待改进短舱为非层流化短舱；

通过γ-Re_θ转捩模型获取自然层流短舱的转捩发生的位置；

获取进气道入口及发动机出口的边界条件；

采用拉丁方设计方法对所述多个参数组更新，获得多个变量组；每个参数组对应得到一个变量组；

根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力；

根据所述多个变量组和对应的短舱阻力建立第一Kriging响应面模型；

根据所述第一Kriging响应面模型获取每个所述变量组对应的短舱阻力的方差；

根据所述多个变量组和对应的方差建立第二Kriging响应面模型；

确定目标函数其中表示第i个变量组对应的短舱阻力的均值，表示第i个变量组对应的短舱阻力的方差；

利用所述第一Kriging响应面模型和所述第二Kriging响应面模型进行短舱阻力的均值和方差的预测；

获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组；

根据所述最优变量组中的参数确定所述自然层流短舱的外形。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取进气道入口及发动机出口的边界条件，具体包括：

根据获取进气道入口的边界条件其中为发动机入口处指向流场外部的单位法向量；M_f为发动机入口的马赫数；p_f为发动机入口的压力值，ρ_f为发动机入口处的流体密度；γ为γ-Re_θ转捩模型中的间歇因子；

根据获取发动机出口的边界条件其中为发动机出口处指向流场内部的单位法向量；p_ex为发动机出口的压力值，ρ_ex为发动机出口处的流体密度；T_0,ex为发动机喷出气体的总温。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力，具体包括：

采用结构化网格和三维NS方程获取每个变量组对应的短舱阻力。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述结构化网格具体包括：

采用基于尾涡传递方法设置多块网格边界条件，以自由边界条件下计算得到的尾涡流场作为后部计算网格的边界条件；

将模拟对象分为多个子问题，针对不同对象搭建不同疏密程度的计算网格和湍流模型。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组之后，还包括：

在所述最优变量组处，根据NS方程对所述第一Kriging响应面模型预测的短舱阻力的均值和所述第二Kriging响应面模型预测的短舱阻力的方差进行检验，判断是否满足收敛标准，得到第一判断结果；

当所述第一判断结果表示满足收敛标准时，将所述最优变量组作为最终的最优变量组；

当所述第一判断结果表示不满足收敛标准时，增加参数组中的参数，返回根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力的步骤。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组，具体包括：

采用全局优化算法EGO进行优化求解，获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组。

7.一种自然层流短舱外形的确定系统，其特征在于，所述系统应用于权利要求1-6任一项所述的方法，所述系统包括：

参数化模块，用于采用CST方法对待改进短舱的剖面进行参数化，获得多个参数组；每个参数组包括多个参数的不同取值；所述待改进短舱为非层流化短舱；

转捩发生位置获取模块，用于通过γ-Re_θ转捩模型获取自然层流短舱的转捩发生的位置；

边界条件获取模块，用于获取进气道入口及发动机出口的边界条件；

变量组获取模块，用于采用拉丁方设计方法对所述多个参数组更新，获得多个变量组；每个参数组对应得到一个变量组；

短舱阻力获取模块，用于根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力；

第一Kriging响应面模型建立模块，用于根据所述多个变量组和对应的短舱阻力建立第一Kriging响应面模型；

方差获取模块，用于根据所述第一Kriging响应面模型获取每个所述变量组对应的短舱阻力的方差；

第二Kriging响应面模型建立模块，用于根据所述多个变量组和对应的方差建立第二Kriging响应面模型；

目标函数确定模块，用于确定目标函数其中表示第i个变量组对应的短舱阻力的均值，表示第i个变量组对应的短舱阻力的方差；

预测模块，用于利用所述第一Kriging响应面模型和所述第二Kriging响应面模型进行短舱阻力的均值和方差的预测；

最优变量组获取模块，用于获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组；

自然层流短舱外形确定模块，用于根据所述最优变量组中的参数确定所述自然层流短舱的外形。

8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述边界条件获取模块，具体包括：

进气道入口边界条件获取单元，用于根据获取进气道入口的边界条件其中为发动机入口处指向流场外部的单位法向量；M_f为发动机入口的马赫数；p_f为发动机入口的压力值，ρ_f为发动机入口处的流体密度；γ为γ-Re_θ转捩模型中的间歇因子；

发动机出口边界条件获取单元，用于根据获取发动机出口的边界条件其中为发动机出口处指向流场内部的单位法向量；p_ex为发动机出口的压力值，ρ_ex为发动机出口处的流体密度；T_0,ex为发动机喷出气体的总温。

9.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述短舱阻力获取模块采用结构化网格和三维NS方程获取每个变量组对应的短舱阻力。

10.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述系统还包括：

判断模块，用于获得使得所述目标函数的函数值最小时的变量组，得到最优变量组之后，在所述最优变量组处，根据NS方程对所述第一Kriging响应面模型预测的短舱阻力的均值和所述第二Kriging响应面模型预测的短舱阻力的方差进行检验，判断是否满足收敛标准，得到第一判断结果；

最终的最优变量组确定模块，用于当所述第一判断结果表示满足收敛标准时，将所述最优变量组作为最终的最优变量组；

参数更新模块，用于当所述第一判断结果表示不满足收敛标准时，增加参数组中的参数，返回根据所述多个变量组获取每个变量组对应的短舱阻力的步骤。