CN111859545B - 一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法 - Google Patents

一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，包括以下步骤：确定基准机翼；对基准机翼的平面外形进行参数化描述；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；确定机翼设计变量；进行第一次机翼平面外形优化设计；进行第二次机翼不同站位处的剖面翼型优化设计；进行第三次机翼平面剖面一体化优化设计；本发明通过依次进行机翼平面外形优化设计、机翼剖面外形优化设计和平面剖面一体化优化设计，在保证起飞升力不减小的前提下，显著提升宽速域升力匹配时的可用升阻比。改善宽速域气动性能，能更好地满足飞行器的宽域飞行需求。

Description

一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法
技术领域
本发明属于机翼气动设计优化技术领域，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。
背景技术
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域，由于不同速域下的飞行环境和空气流动特性具有显著差异，宽速域机翼在不同速域下的升阻比特性曲线差异巨大，部分速域下升力与重力匹配时的升阻比严重恶化，导致宽速域飞行性能低下的问题。
如图1所示，以Sanger号空天飞机的机翼布局为例，说明宽速域机翼设计中考虑宽速域升力匹配的重要性。考察三个典型设计状态：综合考虑擦地角等各因素，亚声速典型起飞状态的迎角规定为10度；超声速设计状态(Ma＝2.0,H＝10km)下机翼在4度迎角左右取得最大升阻比；高超声速设计状态 (Ma＝6.0,H＝25km)下在4.5度迎角左右取得最大升阻比。超声速与高超声速下最大升阻比状态对应的升力如表1所示。
表1 Sanger机翼(半模)各飞行状态下的气动特性
Figure BDA0002604295380000021
在表1中，L代表起飞升力，即：亚声速状态下的升力。从表1可以看出，机翼在超声速最大升阻比状态时，升力为192.21吨，是起飞升力的3.0倍；机翼在高超声速最大升阻比状态时，升力为70.31吨，是起飞升力的1.1倍。Sanger 机翼在超声速最大升阻比状态的升力远大于起飞升力，说明在超声速下机翼无法以最大升阻比状态飞行，且实际飞行状态偏离最大升阻比状态较远。
假设宽速域机翼飞行过程中自身重力逐渐减小的规律如下：在超声速设计点时(Ma＝2.0,H＝10km)的重力减少为起飞重力的0.85倍，在高超声速设计点 (Ma＝6.0,H＝25km)时的重力进一步减小至起飞重力的0.7倍。
如表2所示，为各设计状态升力与重力相等时机翼的升阻比，也就是超声速升力匹配状态和高超声速升力匹配状态时的升阻比。其中，本发明中，升力匹配状态是指升力与重力相等时的状态。
表2 Sanger机翼(半模)各飞行状态下的气动特性
Figure BDA0002604295380000022
从表2可以看出，超声速升力匹配状态时的可用升阻比为4.45，小于超声速最大升阻比状态时的升阻比8.31；同样，高超声速升力匹配状态时的可用升阻比为6.65，小于高超声速最大升阻比状态时的升阻比7.20。尤其是超声速飞行时的可用升阻比相对最大升阻比减小46.5％，几乎减小一半。
可见，Sanger号空天飞机的机翼布局在超声速设计状态(Ma＝2.0,H＝10km)下出现升力过剩，表现为最大升阻比过于大，但可用升阻比过于小，出现飞行性能低下的现象。因此，如何提高机翼在不同速域下飞行升力等于重力时(宽速域升力匹配)的可用升阻比，从而提高飞行性能，是目前需要急需解决的关键技术问题。现有技术中没有出现有效的解决方式。
发明内容
针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，可有效解决上述问题。
本发明采用的技术方案如下：
本发明提供一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，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 A1 1,A1 2,…,A1 z，与第2个站位s2对应的z个CST参数为A2 1,A2 2,…,A2 z，依此类推，与第q个站位sq对应的z个CST参数为Aq 1,Aq 2,…,Aq z；
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
Figure BDA0002604295380000041
将第一设计变量具体取值
Figure BDA0002604295380000042
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
Figure BDA0002604295380000043
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)＝[A1 (0),A2 (0),…,Azq (0)]T；将第二设计变量具体取值
Figure BDA0002604295380000051
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
Figure BDA0002604295380000052
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·(CL,2/CD,2)+ω22·B2·(CL,3/CD,3)
第二约束条件为：
CL,1≥CL1,1
CL,2≥CL1,2
CL,3≥CL1,3
t1≥t1,1
t2≥t1,2
Figure BDA0002604295380000061
tq≥t1,q
其中：
CL,2/CD,2为机翼处于超声速设计状态时的升阻比；CL,2为机翼处于超声速设计状态时的升力系数；CD,2为机翼处于超声速设计状态时的阻力系数；
CL,3/CD,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升阻比；CL,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；CD,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；
CL,1为机翼起飞时处于亚声速设计状态时的升力系数；
CL,2为机翼处于超声速设计状态时的升力系数；
CL,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；
CL1,1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；
CL1,2为第一中间机翼opt1处于超声速设计状态时的升力系数；
CL1,3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,…tq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sq处翼型的相对厚度；
t1，1,t1，2,…t1,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sq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A1,A2,…,Azq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,…,Azq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,…,Pn,A1,A2,…,Azq]T；
步骤6.2，步骤3已确定X3＝[P1,P2,…,Pn,A1,A2,…,Azq]T的具体取值为： X3 (0)＝[P1 (0),P2 (0),…,Pn (0),A1 (0),A2 (0),…,Azq (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
Figure BDA0002604295380000071
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：
L1≥W1
L2＝W2
L3＝W3
t1≥t2,1
t2≥t2,2
Figure BDA0002604295380000081
tq≥t2,q
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；
t2，1,t2，2,…t2,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sq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,…,Pn,A1,A2,…,Azq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,…,Pn,A1,A2,…,Azq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。
优选的，步骤5.4中，B1＝1/(CL,2/CD,2)；B2＝1/(CL,3/CD,3)。
本发明提供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具有以下优点：
本发明通过依次进行机翼平面外形优化设计、机翼剖面外形优化设计和平面剖面一体化优化设计，在保证起飞升力不减小的前提下，显著提升宽速域升力匹配时的可用升阻比。改善宽速域气动性能，能更好地满足飞行器的宽域飞行需求。
附图说明
图1是现有Sanger号空天飞机方案的机翼(基准机翼)平面外形示意图；
图2是第一次机翼平面外形优化设计得到的机翼的平面外形示意图；
图3是超声速设计点(Ma＝2.0,H＝10km)第一次机翼平面外形优化设计的机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；
图4是高超声速设计点(Ma＝6.0,H＝25km)第一次机翼平面外形优化设计的机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；
图5是第二次剖面翼型优化设计得到的机翼opt2与基准机翼在翼根位置的剖面翼型对比；
图6是第二次剖面翼型优化设计得到的机翼opt2与基准机翼在kink位置处的剖面翼型对比；
图7是第二次剖面翼型优化设计得到的机翼opt2与基准机翼在翼尖位置处的剖面翼型对比；
图8为超声速设计点(Ma＝2.0,H＝10km)第二次剖面翼型优化设计得到的机翼opt2、机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；
图9为高超声速设计点(Ma＝6.0,H＝25km)第二次剖面翼型优化设计得到的机翼opt2、机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；
图10为第三次平面剖面一体化优化设计得到的机翼的平面外形示意图；
图11是第三次平面剖面一体化优化设计得到的机翼、机翼opt2与基准机翼在翼根位置的剖面翼型对比；
图12是第三次平面剖面一体化优化设计得到的机翼、机翼opt2与基准机翼在kink位置处的剖面翼型对比；
图13是第三次平面剖面一体化优化设计得到的机翼、机翼opt2与基准机翼在翼尖位置处的剖面翼型对比；
图14是为超声速设计点(Ma＝2.0,H＝10km)第三次平面剖面一体化优化设计得到的机翼opt3、机翼opt2、机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；
图15是高超声速设计点(Ma＝6.0,H＝25km)第三次平面剖面一体化优化设计得到的机翼opt3、机翼opt2、机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；
图16为本发明提供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的流程示意图。
其中：
0为基准机翼(Sanger号空天飞机方案的机翼)；
1为第一次机翼平面外形优化设计的机翼opt1；
2为第二次剖面翼型优化设计得到的机翼opt2；
3为第三次平面剖面一体化优化设计得到的机翼opt3。
具体实施方式
为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明提供一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，主要解决现有空天飞机方案的机翼布局在部分速域下升重匹配时的可用升阻比严重不足，宽速域飞行效率低下的问题。
本发明主要思路为：通过依次进行机翼平面外形优化设计、机翼剖面外形优化设计、平面剖面一体化优化设计，共进行三轮设计迭代过程。其中，以基准机翼为基础，首先进行平面外形优化设计，得到第一中间机翼opt1；然后，以第一中间机翼opt1为基础进行剖面外形优化设计，得到第二中间机翼opt2；然后，以第二中间机翼opt2为基础进行平面剖面一体化优化设计，得到最终的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼。
需要说明的是，作为一种具体实现方式，本发明中，机翼起飞时处于亚声速设计状态可以为：马赫数Ma＝0.3，海拔高度H＝0km，攻角α＝10°；机翼处于超声速设计状态可以为：马赫数Ma＝2.0，海拔高度H＝10km；机翼处于高超声速巡航设计状态可以为：马赫数Ma＝6.0，海拔高度H＝25km。
参考图2，考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法包括以下步骤：
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A1 1,A1 2,…,A1 z，与第2个站位s2对应的z个CST参数为A2 1,A2 2,…,A2 z，依此类推，与第q个站位sq对应的z个CST参数为Aq 1,Aq 2,…,Aq z；
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
Figure BDA0002604295380000111
将第一设计变量具体取值
Figure BDA0002604295380000112
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
Figure BDA0002604295380000113
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；
作为一种具体实现方式，代理优化算法设置为：
第一代理模型：kriging模型；
加点准则：EI+MSP+LCB+PI+MSE组合并行加点准则；
初始样本点：20个；
总样本点：200个。
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；
通过平面外形设计，可以使机翼在各设计状态(超声速设计状态和高超声速巡航设计状态)下的升阻比，均更接近最大升阻比，从而可提高机翼的可用升阻比。
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，这对宽速域气动性能的影响最直接，决定机翼的潜力。然后，以步骤4得到的第一中间机翼opt1为基础，进一步对机翼不同站位处的剖面翼型进行优化，以充分挖掘机翼的潜力，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)＝[A1 (0),A2 (0),…,Azq (0)]T；将第二设计变量具体取值
Figure BDA0002604295380000131
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
Figure BDA0002604295380000132
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·(CL,2/CD,2)+ω22·B2·(CL,3/CD,3)
第二约束条件为：
CL,1≥CL1,1
CL,2≥CL1,2
CL,3≥CL1,3
t1≥t1,1
t2≥t1,2
Figure BDA0002604295380000141
tq≥t1,q
其中：
CL,2/CD,2为机翼处于超声速设计状态时的升阻比；CL,2为机翼处于超声速设计状态时的升力系数；CD,2为机翼处于超声速设计状态时的阻力系数；
CL,3/CD,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升阻比；CL,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；CD,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；B1＝1/(CL,2/CD,2)；
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； B2＝1/(CL,3/CD,3)；
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；
CL,1为机翼起飞时处于亚声速设计状态时的升力系数；
CL,2为机翼处于超声速设计状态时的升力系数；
CL,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；
CL1,1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；
CL1,2为第一中间机翼opt1处于超声速设计状态时的升力系数；
CL1,3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,…tq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sq处翼型的相对厚度；
t1，1,t1，2,…t1,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sq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A1,A2,…,Azq的值；
作为一种具体实现方式，代理优化算法设置为：
第二代理模型：kriging模型；
加点准则：EI+MSP+LCB+PI+MSE组合并行加点准则；
初始样本点：60个；
总样本点：300个。
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,…,Azq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,…,Pn,A1,A2,…,Azq]T；
步骤6.2，步骤3已确定X3＝[P1,P2,…,Pn,A1,A2,…,Azq]T的具体取值为： X3 (0)＝[P1 (0),P2 (0),…,Pn (0),A1 (0),A2 (0),…,Azq (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
Figure BDA0002604295380000151
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：
L1≥W1
L2＝W2
L3＝W3
t1≥t2,1
t2≥t2,2
Figure BDA0002604295380000161
tq≥t2,q
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；
t2，1,t2，2,…t2,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sq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,…,Pn,A1,A2,…,Azq的值；
作为一种具体实现方式，代理优化算法设置为：
第三代理模型：kriging模型；
加点准则：EI+MSP+LCB+PI+MSE组合并行加点准则；
初始样本点：60个；
总样本点：300个。
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,…,Pn,A1,A2,…,Azq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。
本发明提供的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，具有以下特点：
(1)本发明中，共进行三轮设计迭代过程，原因为：
以基准机翼为基础，首先进行平面外形优化设计，得到第一中间机翼opt1；然后，以第一中间机翼opt1为基础进行剖面外形优化设计，得到第二中间机翼 opt2；然后，以第二中间机翼opt2为基础进行平面剖面一体化优化设计，得到最终的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼opt3。
基准机翼外形，与最终得到的机翼的平面外形和剖面形状均具有显著差别。由于平面外形参数对气动性能的影响机理，与剖面形状参数对气动性能的影响机理具有显著区别。因此，若直接同时对平面和剖面进行优化设计，会极大增大优化算法的负担，算法收敛速度慢，甚至由于无法收敛而导致优化失败。
所以，本发明中，依次进行平面外形优化设计和剖面外形优化设计，得到第二中间机翼opt2；第二中间机翼opt2的平面外形和剖面形状，均非常接近于最终得到的最优机翼外形，因此，以第二中间机翼opt2为基础进行平面剖面一体化优化设计时，算法收敛速度快，优化算法的负担小，可高效得到最终的最优机翼。
(2)本发明在进行第一次机翼平面外形优化设计和第二次机翼不同站位处的剖面翼型优化设计后，还进行第三次机翼平面剖面一体化优化设计的原因为：
在进行第一次机翼平面外形优化设计时，设计变量X1＝[P1,P2,…,Pn]T，为n维设计变量；在进行第二次机翼不同站位处的剖面翼型优化设计时，设计变量 X2＝[A1,A2,…,Azq]T，为z*q维设计变量；而在进行第三次机翼平面剖面一体化优化设计时，第三设计变量X3＝[P1,P2,…,Pn,A1,A2,…,Azq]T，为n+z*q维设计变量。可见，平面外形优化设计变量维数，剖面翼型优化设计变量维数，均小于平面剖面一体化优化设计变量维数。同样可知，平面外形优化设计空间，剖面翼型优化设计空间，均小于平面剖面一体化优化设计空间。因此，在最后采用平面剖面一体化优化设计时，由于其设计变量维数和优化设计空间均增大，可以在更广维度和更大的设计空间中搜索到宽速域综合气动性能最优的解，进而得到宽速域综合气动性能最优的机翼。
(3)在机翼优化设计中，本发明考虑宽速域升力匹配问题，改善可用升阻比。具体表现：在步骤5和步骤6中采用优化算法进行优化设计时，优化目标和约束条件结合后，实际为：超声速设计状态和高超声速巡航设计状态下，升力等于重力时的可用升阻比最大值为目标，在进行CFD计算时，通过约束条件，采用超声速设计状态和高超声速巡航设计状态下的定升力计算，定升力值等于各对应状态下飞行器自身重力值。因此，考虑宽速域升力匹配，在各速域升重匹配时的可用升阻比得到显著提高，宽速域飞行性能得到明显改善。
实施例：
以图1所示桑格尔空天飞机的双三角机翼为基准机翼，根据本发明提供的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼气动优化设计方法，对桑格尔机翼的宽速域气动性能进行改进。采用的技术方案如下：
步骤1，确定桑格尔空天飞机的双三角机翼为基准机翼，对双三角机翼的平面外形进行参数化描述，得到7个用于控制基准机翼平面外形的平面外形参数，分别为：内翼前缘后掠角α1、外翼前缘后掠角α2、内翼后缘前掠角β1、外翼后缘前掠角β2、kink处弦长与根弦长之比p、翼尖处弦长与根弦长之比q、面积S，这7个独立平面外形参数可以唯一确定双三角机翼的平面外形及大小。
步骤2，确定基准机翼展向的3个站位，分别为：翼尖位置、kink位置和翼根位置；其中，kink是指内外翼转折点位置；
采用CST参数化方法对双三角机翼在翼尖、kink和翼根处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18个CST参数描述，因此，定义翼根、kink、翼尖三个位置处的剖面翼型共需要54个CST参数，分别是：翼根剖面翼型设计变量：R0,R1,R2,R3,R4,R5,R6,R7,R8,R9,R10,R11,R12,R13,R14,R15,R16,R17；kink处剖面翼型设计变量：K0,K1,K2,K3,K4,K5,K6,K7,K8,K9,K10,K11,K12,K13,K14,K15,K16,K17；翼尖剖面翼型设计变量：T0,T1,T2,T3,T4,T5,T6,T7,T8,T9,T10,T11,T12,T13,T14,T15,T16,T17；
54个CST参数统一表示为：A1,A2,…,A54。
步骤3，将步骤1确定的7个平面外形参数α1,α2,β1,β2,p,q,S，以及步骤2确定的54个CST参数A1,A2,…,A54作为机翼设计变量，由此确定机翼设计变量为： X0＝[α1,α2,β1,β2,p,q,S,A1,A2,…,A54]T；
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)＝[α1 (0),α2 (0),β1 (0),β2 (0),p(0),q(0),S(0),A1 (0),A2 (0),…,A54 (0)]T；
步骤4，进行第一次机翼平面外形优化设计，得到第一中间机翼opt1；
步骤5，进行第二次机翼不同站位处的剖面翼型优化设计，得到第二中间机翼opt2；
步骤6，进行第三次机翼平面剖面一体化优化设计，得到最终的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼。
其中，步骤4-步骤6的实现方式，与说明书前面描述的步骤4-步骤6的实现方式相同，因此，在此不再赘述。
本发明中，通过步骤4进行第一次机翼平面外形优化设计，得到第一中间机翼opt1，第一中间机翼opt1平面外形如图2所示。对第一中间机翼opt1进行气动性能分析，如图3所示，为超声速设计点(Ma＝2.0,H＝10km)第一次机翼平面外形优化设计的机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；如图4所示，为高超声速设计点(Ma＝6.0,H＝25km)第一次机翼平面外形优化设计的机翼opt1 与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比。
从图2可以看出，通过第一次机翼平面外形优化设计，使机翼面积、内/外翼前缘后掠角等关键大参数取值更适合给定的宽速域飞行工况，协调了各速域对升力的需求，缓解了超声速下机翼升力过剩的问题。
从图3和图4可以看出，与基准机翼相比，超声速和高超声速下第一中间机翼opt1的升阻比-升力曲线明显向左移动，说明通过调整平面外形参数，缓解了超声速升力过剩的问题。第一中间机翼opt1在起飞升力不减小的前提下，在超声速和高超声速状态下升重匹配时的可用升阻比得到显著的提升。
本发明中，通过步骤5进行第二次机翼不同站位处的剖面翼型优化设计，得到第二中间机翼opt2。如图5所示，是第二中间机翼opt2与基准机翼在翼根位置的剖面翼型对比；如图6所示，是第二中间机翼opt2与基准机翼在kink位置处的剖面翼型对比。如图7所示，是第二中间机翼opt2与基准机翼在翼尖位置处的剖面翼型对比；如图8所示，是超声速设计点(Ma＝2.0,H＝10km)第二中间机翼opt2、机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；如图9所示，是高超声速设计点(Ma＝6.0,H＝25km)第二中间机翼opt2、机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比。
从图5、图6和图7可以看出，第二次剖面翼型优化设计对翼根位置、kink位置和翼尖位置的剖面形状进行调整，通过剖面形状的调整，有效减小了机翼的阻力。
从图8和图9可以看出，与机翼opt1相比，机翼opt2在超声速与高超声速下的升阻比-升力曲线向上移动，代表与第一次优化得到的机翼opt1相比，机翼opt2 在超声速与高超声速下的最大升阻比得到提升，可用升阻比得到进一步改善。而与基准机翼相比，超声速和高超声速下机翼opt2的升阻比-升力曲线仍然为向左移动，说明机翼opt2缓解了超声速升力过剩的问题。
本发明中，通过步骤6进行第三次机翼平面剖面一体化优化设计，得到最终的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼opt3。
如图10所示，为宽速域高升阻比机翼opt3的平面外形示意图；如图11所示，为宽速域高升阻比机翼opt3、机翼opt2与基准机翼在翼根位置的剖面翼型对比；如图12所示，为宽速域高升阻比机翼opt3、机翼opt2与基准机翼在kink位置处的剖面翼型对比；如图13所示，为宽速域高升阻比机翼opt3、机翼opt2与基准机翼在翼尖位置处的剖面翼型对比；如图14所示，为在超声速设计点(Ma＝2.0, H＝10km)时，宽速域高升阻比机翼opt3、机翼opt2、机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比；如图15所示，为在高超声速设计点(Ma＝6.0,H＝25km) 时，宽速域高升阻比机翼opt3、机翼opt2、机翼opt1与基准机翼升阻比随升力变化曲线的对比。
从图11、图12和图13可以看出，第三次平面剖面一体化优化设计对翼根位置、kink位置和翼尖位置的剖面形状进行进一步调整，从图10可以看出，第三次平面剖面一体化优化设计对机翼平面外形进行微调。
从图14和图15可以看出，经过第三次平面剖面一体化优化设计，超声速和高超声速下机翼的可用升阻比得到最大幅度的提升。
本发明提出的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法，有效克服了现有空天飞机机翼布局在部分速域下升重平衡时可用升阻比严重不足的缺点，有效提高了机翼在不同速域下的可用升阻比，显著提升了机翼的宽速域飞行性能。
检测例：
发明人使用数值方法计算本发明最终设计出的宽速域高升阻比机翼的气动性能。求解器采用格心有限体积法在结构化网格上求解RANS方程，时间推进采用隐式格式，湍流模型采用SST模型，亚声速计算状态下，空间离散格式采用中心格式，超声速和高超声速状态下采用高阶迎风AUSM+_up格式。
其计算状态为：
亚声速设计状态为高度0千米，马赫数0.3，攻角10°；
超声速设计状态为高度10千米，马赫数2.0，定升力计算，升力定为基准机翼起飞升力的0.85倍；
高超声速巡航设计状态为高度25千米，马赫数6.0，定升力计算，升力定为基准机翼起飞升力的0.7倍。
计算结果如表3所示。其中：表格中升力、阻力的单位是：吨。
表3：本发明宽速域高升阻比机翼的计算结果
Figure BDA0002604295380000211
由表3可以看出，本发明最终设计得到的宽速域高升阻比机翼，在亚声速、超声速和高超声速升重匹配的条件下，均能保持较高的升阻比，尤其是超声速飞行时的可用升阻比达到可观水平。在保证起飞升力不减小的前提下，通过本发明的设计方法设计的机翼，改善了宽速域气动性能，能更好地满足飞行器的宽域飞行需求。
比较例：
将本发明最终设计出的宽速域高升阻比机翼，表示为机翼opt3；将机翼opt3 与基准机翼(即图1的Sanger机翼)进行对比，分析比较其宽速域气动性能。
亚声速设计状态为高度0千米，马赫数0.3，攻角10°；超声速设计状态为高度10千米，马赫数2.0，定升力计算，升力定为基准机翼起飞升力的0.85倍；高超声速巡航设计状态为高度25千米，马赫数6.0，定升力计算，升力定为基准机翼起飞升力的0.7倍。
本发明设计的机翼opt3与对比翼型在三个设计状态的升力与升阻比计算结果见表4所示：其中，表中升、阻力的单位为“吨”。
表4 机翼opt3与对比机翼的气动性能
Figure BDA0002604295380000212
Figure BDA0002604295380000221
从表4可以看出，采用本发明设计出的机翼opt3在保证起飞升力不减的前提下，超声速下升重匹配时的可用升阻比相比基准机翼显著提升了33.48％；高超声速升重匹配时的可用升阻比相比基准机翼提升了12.93％；本发明设计出的机翼opt3的宽域飞行性能得到明显的改善，作为基准机翼的Sanger机翼存在的超声速下升重匹配时的可用升阻比严重不足的问题得到极大的缓解。
由以上分析可以看出，本发明提出的考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法设计出的机翼在各速域升重平衡时具有高的可用升阻比，能更好地满足飞行器宽速域飞行的要求。本发明的设计方法能够设计出满足空天飞行器在宽速域飞行条件下保持高升阻比要求的机翼。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

Claims (2)

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A1 1,A1 2,…,A1 z，与第2个站位s2对应的z个CST参数为A2 1,A2 2,…,A2 z，依此类推，与第q个站位sq对应的z个CST参数为Aq 1,Aq 2,…,Aq z；
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
Figure FDA0002604295370000021
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
Figure FDA0002604295370000022
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)＝[A1 (0),A2 (0),…,Azq (0)]T；将第二设计变量具体取值
Figure FDA0002604295370000041
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
Figure FDA0002604295370000042
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·(CL,2/CD,2)+ω22·B2·(CL,3/CD,3)
第二约束条件为：
Figure FDA0002604295370000043
其中：
CL,2/CD,2为机翼处于超声速设计状态时的升阻比；CL,2为机翼处于超声速设计状态时的升力系数；CD,2为机翼处于超声速设计状态时的阻力系数；
CL,3/CD,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升阻比；CL,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；CD,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；
CL,1为机翼起飞时处于亚声速设计状态时的升力系数；
CL,2为机翼处于超声速设计状态时的升力系数；
CL,3为机翼处于高超声速巡航设计状态时的升力系数；
CL1,1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；
CL1,2为第一中间机翼opt1处于超声速设计状态时的升力系数；
CL1,3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,…tq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sq处翼型的相对厚度；
t1，1,t1，2,…t1,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sq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,…,Azq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,…,Azq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,…,Pn,A1,A2,…,Azq]T；
步骤6.2，步骤3已确定X3＝[P1,P2,…,Pn,A1,A2,…,Azq]T的具体取值为：X3 (0)＝[P1 (0),P2 (0),…,Pn (0),A1 (0),A2 (0),…,Azq (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：
Figure FDA0002604295370000071
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；
t2，1,t2，2,…t2,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sq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,…,Pn,A1,A2,…,Azq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,…,Pn,A1,A2,…,Azq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/(CL,2/CD,2)；B2＝1/(CL,3/CD,3)。
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