CN112329196A - 翼型的结构几何参数确定方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种翼型的结构几何参数确定方法、装置、设备及存储介质。该翼型的结构几何参数确定方法，获取目标翼型的初始结构几何参数；确定目标翼型的设计目标函数和约束条件；其中，设计目标函数包括粗糙敏感性参数；基于初始结构几何参数、设计目标函数和约束条件，确定目标翼型的目标结构几何参数。根据本申请实施例，能够确定粗糙敏感性更低的翼型。

Description

翼型的结构几何参数确定方法、装置、设备及存储介质

技术领域

本申请属于翼型设计技术领域，尤其涉及一种翼型的结构几何参数确定方法、装置、电子设备及计算机存储介质。

背景技术

风电叶片的气动效率与载荷特性以其基准翼型的气动力特征为基础。近年来，随着低风速区域和海上区域风场的持续开发，风电叶片的尺寸不断增加。大型风电叶片的设计须综合考虑气动效率、载荷、结构以及重量等多方面因素。将相对厚度为30％以上的高性能厚翼型应用到叶片展向外侧区域，是有效平衡叶片气动-结构-载荷等矛盾需求的基本技术手段之一。

风电叶片运行于大气边界层底层，叶片表面长期经受雨滴、沙尘等粒子微团的高速撞击会导致表面磨损，使得当地截面翼型的前缘轮廓粗糙化。而叶片外侧区域的线速度较高，该区域前缘部位的磨损程度也显著高于叶片的内侧表面，加之叶片外侧区域是风轮捕获风能的主要区域，因此叶片设计时对于应用在外侧区域的翼型气动性能的低粗糙敏感性有着较高的要求。翼型气动性能粗糙敏感性通常以表面粗糙时的性能参数(如最大升力系数)相对于光滑表面条件下的相对变化率表征。一般情况下，较厚的风力机翼型的前缘粗糙敏感性一般也较高。

可见，气动性能随表面粗糙的敏感性较高是厚翼型向外侧应用，降低叶片气动-结构-载荷综合设计难度的关键制约因素之一。低粗糙敏感性、高气动性能的厚翼型设计也是目前柔性长叶片设计技术研究的热点问题。

厚翼型的设计方法包括反设计方法和数值优化方法。目前应用广泛的DU厚翼型系列均是采用反设计方法得到，即通过修改翼型表面的速度/压力分布获得目标气动力，间接改变翼型的几何形状。反设计方法无法直接进行多工况设计，难以在设计过程中对翼型性能粗糙敏感性进行有效约束。目前的数值优化方法，一般只考虑最大升力系数的敏感性。实际上，翼型的最大升力系数一般与叶片的极限载荷有关，限制该参数的相对变化率并不能有效保证叶片的发电量和设计载荷的稳定性。

因此，如何能够确定粗糙敏感性更低的翼型是本领域技术人员亟需解决的技术问题。

发明内容

本申请实施例提供一种翼型的结构几何参数确定方法、装置、电子设备及计算机存储介质，能够确定粗糙敏感性更低的翼型。

第一方面，本申请实施例提供一种翼型的结构几何参数确定方法，包括：

获取目标翼型的初始结构几何参数；

确定目标翼型的设计目标函数和约束条件；其中，设计目标函数包括粗糙敏感性参数；

基于初始结构几何参数、设计目标函数和约束条件，确定目标翼型的目标结构几何参数。

可选的，确定目标翼型的设计目标函数，包括：

获取目标翼型的最大升阻比、设计升力系数和气动噪声总声压级中的至少一种；

基于最大升阻比、设计升力系数、气动噪声总声压级中的至少一种以及粗糙敏感性参数，确定设计目标函数。

可选的，约束条件包括目标翼型的失速点和失速裕度；其中，失速点为目标翼型最大升力系数对应的攻角。

可选的，粗糙敏感性参数包括设计升力系数相对变化率、最大升阻比相对变化率和最大升力系数相对变化率中的至少一种。

可选的，初始结构几何参数包括前缘半径、最大厚度位置、最大弯度位置、相对弯度和尾缘厚度中的至少一种。

可选的，目标翼型为相对厚度不小于30％的翼型。

可选的，基于初始结构几何参数、设计目标函数和约束条件，确定目标翼型的目标结构几何参数，包括：

确定目标翼型的设计工况；其中，设计工况包括设计雷诺数和攻角范围；

在设计工况下，基于多目标遗传算法，对初始结构几何参数进行迭代计算直至满足设计目标函数和约束条件，得到目标结构几何参数。

第二方面，本申请实施例提供了一种翼型的结构几何参数确定装置，包括：

获取模块，用于获取目标翼型的初始结构几何参数；

第一确定模块，用于确定目标翼型的设计目标函数和约束条件；其中，设计目标函数包括粗糙敏感性参数；

第二确定模块，用于基于初始结构几何参数、设计目标函数和约束条件，确定目标翼型的目标结构几何参数。

可选的，第一确定模块，包括：

获取单元，用于获取目标翼型的最大升阻比、设计升力系数和气动噪声总声压级中的至少一种；

第一确定单元，用于基于最大升阻比、设计升力系数、气动噪声总声压级中的至少一种以及粗糙敏感性参数，确定设计目标函数。

可选的，约束条件包括目标翼型的失速点和失速裕度；其中，失速点为目标翼型最大升力系数对应的攻角。

可选的，粗糙敏感性参数包括设计升力系数相对变化率、最大升阻比相对变化率和最大升力系数相对变化率中的至少一种。

可选的，初始结构几何参数包括前缘半径、最大厚度位置、最大弯度位置、相对弯度和尾缘厚度中的至少一种。

可选的，目标翼型为相对厚度不小于30％的翼型。

可选的，第二确定模块，包括：

第二确定单元，用于确定目标翼型的设计工况；其中，设计工况包括设计雷诺数和攻角范围；

第三确定单元，用于在设计工况下，基于多目标遗传算法，对初始结构几何参数进行迭代计算直至满足设计目标函数和约束条件，得到目标结构几何参数。

第三方面，本申请实施例提供了一种电子设备，电子设备包括：处理器以及存储有计算机程序指令的存储器；

处理器执行计算机程序指令时实现如第一方面所示的翼型的结构几何参数确定方法。

第四方面，本申请实施例提供了一种计算机存储介质，计算机存储介质上存储有计算机程序指令，计算机程序指令被处理器执行时实现如第一方面所示的翼型的结构几何参数确定方法。

本申请实施例的翼型的结构几何参数确定方法、装置、电子设备及计算机存储介质，能够确定粗糙敏感性更低的翼型。该翼型的结构几何参数确定方法，所确定目标翼型的设计目标函数中包括粗糙敏感性参数，故基于目标翼型的初始结构几何参数、设计目标函数和约束条件，能够确定粗糙敏感性更低的翼型，也即确定该翼型的目标结构几何参数。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图作简单的介绍，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请一个实施例提供的翼型的结构几何参数确定方法的流程示意图；

图2是本申请一个实施例提供的翼型的结构几何参数确定方法的流程示意图；

图3是本申请一个实施例提供的新翼型和初始翼型的外形对比示意图；

图4是本申请一个实施例提供的新翼型和初始翼型的气动效率-载荷特性对比示意图；

图5是本申请一个实施例提供的翼型的结构几何参数确定装置的结构示意图；

图6是本申请一个实施例提供的电子设备的结构示意图。

具体实施方式

下面将详细描述本申请的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本申请进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅意在解释本申请，而不是限定本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本申请的示例来提供对本申请更好的理解。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

由背景技术部分可知，现有技术中的反设计方法和数值优化方法均无法确定出粗糙敏感性更低的翼型。

为了解决现有技术问题，本申请实施例提供了一种翼型的结构几何参数确定方法、装置、电子设备及计算机存储介质。下面首先对本申请实施例所提供的翼型的结构几何参数确定方法进行介绍。在介绍该方法之前，先对下文所涉及到的专业术语进行集中说明：

设计点：翼型最大升阻比对应的攻角；

设计升力系数：翼型设计点处的升力系数；

失速点：翼型最大升力系数对应的攻角；

粗糙敏感性：翼型的气动性能参数受前缘表面粗糙影响的敏感性或稳定性，通常以相对光滑表面条件下该参数的变化率表征。

图1示出了本申请一个实施例提供的翼型的结构几何参数确定方法的流程示意图。如图1所示，该方法包括如下步骤：

S101、获取目标翼型的初始结构几何参数。

在一个实施例中，该目标翼型为目标翼型为相对厚度不小于30％的翼型。可选的，目标翼型是相对厚度为30％～35％左右的原适用于叶片中内侧的厚翼型，拟替代原应用于叶片中外侧25％～30％厚度的较薄翼型。在一个实施例中，初始结构几何参数包括前缘半径R_le、最大厚度位置Xt、最大弯度位置Xcam、相对弯度Cam和尾缘厚度Ttr中的至少一种，也可以包括翼型样条曲线控制点坐标。

在一个实施例中，选择初始翼型作为优化设计的起始点，根据翼型的几何解析方法与寻优空间的控制要求，确定翼型设计变量及其上下边界。其中，翼型几何解析采用弧长样条参数化方法，翼型的设计变量为前缘半径、最大厚度位置、最大弯度位置、相对弯度、尾缘厚度等参数。

S102、确定目标翼型的设计目标函数和约束条件；其中，设计目标函数包括粗糙敏感性参数。

在一个实施例中，确定目标翼型的设计目标函数，包括：获取目标翼型的最大升阻比、设计升力系数和气动噪声总声压级中的至少一种；基于最大升阻比ldx、设计升力系数cl_design、气动噪声总声压级S_pltotal中的至少一种以及粗糙敏感性参数，确定设计目标函数。

在一个实施例中，粗糙敏感性参数包括设计升力系数相对变化率、最大升阻比相对变化率和最大升力系数相对变化率中的至少一种。

在一个实施例中，根据叶片展向外侧区域的低粗糙敏感性需求，确定翼型的设计目标函数表达式F。设计目标函数除了翼型的最大升阻比、设计升力系数以外，还包括其随前缘粗糙的敏感性参数。翼型的最大升阻比、设计升力系数随着前缘粗糙的敏感性S_sf,ld，

定义形式如下：

其中，下标NT表示模拟光滑表面的自然转捩下的气动参数，FT表征模拟前缘粗糙的固定转捩下的气动参数。

在一个实施例中，由于叶片外侧部位对翼型还有较高的低噪音要求，因此可将翼型的气动噪声总声压级也考虑到厚翼型的设计目标参数中。

在一个实施例中，目标参数表达式的子目标参数的量级不同，优化设计过程中对其变化的要求也不同，各参数的侧重点也不一样，因此分别赋予其归一化因子n，期望因子e以及权重因子w，从而将其结合为一总设计目标函数表达式F：

其中，S_sf,clx为最大升力系数随着前缘粗糙的敏感性参数。

在一个实施例中，约束条件包括目标翼型的失速点和失速裕度；其中，失速点为目标翼型最大升力系数对应的攻角。

具体地，根据厚翼型的其它设计需求，尤其是前缘粗糙对翼型失速性能的影响，确定翼型的设计约束，该约束条件主要包括粗糙条件下的翼型失速点及失速裕度。失速点α_stal定义为翼型最大升力系数对应的攻角，设计点α_design定义为最大升阻比对应的攻角，失速裕度Δα定义为：

Δα＝|α_stall-α_design|

S103、基于初始结构几何参数、设计目标函数和约束条件，确定目标翼型的目标结构几何参数。

在一个实施例中，步骤S103可以包括：确定目标翼型的设计工况；其中，设计工况包括设计雷诺数和攻角范围；在设计工况下，基于多目标遗传算法，对初始结构几何参数进行迭代计算直至满足设计目标函数和约束条件，得到目标结构几何参数。

在一个实施例中，在选择参考叶片后，根据目标翼型在参考叶片的适用区域的运行条件，确定目标翼型的设计工况，主要包括设计雷诺数、攻角范围等。

在一个实施例中，采用数学优化方法迭代优化，每一步判断子代翼型性能是否满足目标和约束条件，最终确定目标翼型的目标结构几何参数。其中，在迭代优化过程中采用的算法为全局性最优化算法，迭代过程中需要对每一个子代翼型在设计雷诺数下进行多工况性能分析与计算评估，包括光滑与粗糙条件下的气动性能评估和噪声评估。

该翼型的结构几何参数确定方法，所确定目标翼型的设计目标函数中包括粗糙敏感性参数，故基于目标翼型的初始结构几何参数、设计目标函数和约束条件，能够确定粗糙敏感性更低的翼型，也即确定该翼型的目标结构几何参数。在一些实施例中，采用多目标优化方法，依据叶片外侧需求构建数学模型，实现厚翼型光滑表面状态下高气动性能的同时，能够降低其在粗糙表面下的性能损失。具体地，根据叶片前缘表面粗糙效应，在保证翼型光滑表面高气动性能的同时，对厚翼型的设计点升阻比、设计升力系数、最大升力系数、失速攻角等关键特征参数随前缘粗糙的敏感性进行优化。

下面以一个具体场景实施例对本申请的技术方案进行详细说明。

一般情况下，叶片厚翼型外推应用时主要是将相对厚度为30％～35％的翼型应用范围向叶尖部位扩展。因此，本申请实施例选择目标翼型的相对厚度为35％，拟替代的目标翼型的相对厚度为30％。总体目标是通过上述方法获得新的35％相对厚度翼型，使其气动性能随前缘粗糙的敏感性显著低于目前通用的35％相对厚度翼型，且总体性能水平与更薄的30％相对厚度的翼型相当。

根据叶素动量理论，表征叶片气动效率的功率系数与基准翼型的最大升阻比呈正相关关系。因此，为实现风电机组的高效风能捕获，叶片的设计工作点一般处于最大升阻比对应的攻角下，该攻角称为设计点，对应的升力系数称为设计升力系数。对于叶片中外侧翼型设计而言，提高最大升阻比和设计升力系数是最基本的目标。同时，鉴于前缘粗糙对翼型以及叶片气动性能的严重影响，降低翼型性能随前缘粗糙的敏感性一直是风力机翼型设计优化的核心目标之一。相应的设计目标参数方面，除了常规的最大升力系数的相对变化率，重点引入翼型最大升阻比和设计升力系数的相对变化率以更准确地表征前缘粗糙对叶片气动效率与设计载荷的影响。此外，考虑到叶片外侧部位的噪声需求，翼型优化子目标参数还包括气动噪声声压级。也就是说，低粗糙敏感性厚翼型优化设计的目标参数包括最大升阻比ldx、设计升力系数cl_design、气动声压级S_pltotal和粗糙敏感性参数(设计升力系数相对变化率

最大升阻比相对变化率S_sf,ld以及最大升力系数的相对变化率S_sf,clx)。

该模型为多目标优化问题，各子目标参数的量级不同，重要程度不同，对各子目标参数的期望也不同，需要进一步分配归一化因子n，权重因子w和期望因子e。权重因子的分配依据叶片性能需求确定，期望因子则依据优化迭代过程中对各参数的期望确定。例如，总体目标函数模型为最大型时，最大升阻比、设计升力系数等性能参数期望增加，则分配期望因子为+1，气动声压级以及粗糙敏感性参数等期望下降，则分配期望因子为-1。归一化因子则根据常用的相同厚度的翼型的性能特征参数的量级确定。表1给出了常用的35％相对厚度翼型的性能参数水平、量级、归一化因子n，以及该厚翼型案例设计时各子目标分配的权重因子w和期望因子e。

表1.低粗糙敏感性厚翼型优化目标参数模型系数

其中，翼型的设计点性能参数，包括最大升阻比和设计升力系数分配50％的权重，噪声特性分配10％的权重，而粗糙敏感性参数分配40％的权重。从而，低粗糙敏感性厚翼型优化设计目标函数表达式为：

需要说明的是，权重系数的分配尽管是根据叶片需求决定，但其具体数值的确定是主观的，要求设计者根据实际问题分配。

优化过程中需要在特定工况条件对上述目标参数计算评估，该工况称为设计工况，主要包括设计雷诺数和攻角范围等，一般要求设计工况接近叶片当地截面翼型的运行工况。例如，选择某80m级的叶片为参考叶片，叶片中外侧的运行雷诺数在切入切出风速范围内的运行雷诺数的中位数为6.0E+06，因此选择该雷诺数为翼型的设计雷诺数。攻角范围方面，由于叶片中外侧各截面翼型主要运行在小攻角低阻力区，部分湍流阵风条件下会运行在失速和深失速区，因此攻角范围选择为常规的-10°～25°攻角范围，攻角计算间隔为1°。也就是说，优化过程中是在雷诺数为6.0E+06条件下，攻角为-10°～25°范围内计算翼型的气动力系数，进而通过以上定义式得到各项性能目标参数。

除了以上考虑，翼型的失速特性会影响叶片的极限载荷与疲劳特性，因此，可将目标翼型的失速特征作为重要约束条件。这里主要通过粗糙表面下的失速点α_stal,FT和粗糙表面下的失速点变化Δα_FT进行约束。另一方面，为了加速寻优过程，减少迭代次数，进一步将部分关键目标参数同时作为约束参数，如设计升力系数cl_design，粗糙敏感性参数S_sf,clx，

S_sf,ld等。表2给出了厚翼型优化设计模型的主要约束参数。

表2.主要约束参数

根据优化案例的目标，选择某一35％相对厚度的DU修型翼型作为初始翼型，命名为DU350M。采用弧长样条曲线方法对翼型的几何进行解析，设计变量转化为翼型的几何特征参数，包括最大厚度位置X_t、相对弯度C_am、最大弯度位置X_cam、前缘半径R_le、尾缘厚度T_tr等参数。初始翼型DU350M翼型的几何特征参数如表3所示，基于DU350M的初始参数，考虑几何兼容性要求，且避免出现外形畸变的子代翼型，设置设计变量的优化空间上下界，如表3所示。需要说明的是，影响几何兼容性的显著性参数为最大厚度位置等。一般定义翼型的最大厚度位置位于弦向29％～35％之间。

表3 DU350M翼型的初始几何参数与设计变量空间

	X<sub>t</sub>	C<sub>am</sub>	X<sub>cam</sub>	R<sub>le</sub>	T<sub>tr</sub>
						初始值	0.339	0.021	0.801	1.00	0.030
下边界	0.295	0.010	0.750	0.25	0.029
						上边界	0.345	0.030	0.850	3.75	0.035

以上所述的翼型目标参数表达式、约束条件、优化变量空间构成了低粗糙敏感性厚翼型优化模型。进一步地，结合翼型几何解析方法、干净表面和粗糙表面的气动分析方法、气动噪声分析方法、性能参数评估方法以及最优化算法，形成了翼型的结构几何参数确定方法。该方法的流程如图2所示，在确定目标厚度后，基于选择的参考叶片确定初始翼型，并在确定变量空间、约束条件及目标函数后，构成低粗糙敏感性厚翼型优化模型。基于优化算法进行几何生成，也即实现对翼型形状的参数化分析与重构，以在各个子迭代步中生成新的翼型，并对该新的翼型进行翼型性能分析，也即通过气动计算、噪声计算进行性能评估，当该新的翼型的性能满足需求，则得出优化结果。

翼型干净表面和粗糙表面的性能均是采用经大量实验测试验证可靠性的面元-边界层强耦合模型计算得到。干净表面的模拟通过气流边界层自然转捩模式计算得到，粗糙表面的模拟通过气流边界层固定位置处设置转捩点计算得到。为了充分模拟前缘粗糙对于厚翼型气动性能的影响，上下表面均设置强制转捩点。翼型上表面的转捩位置设置为弦向的1％，下表面设置为弦向的10％。翼型气动噪声的分析采用基于BPM模型的半经验公式，计算得到翼型气动噪声的特定频域范围内的总声压级。最优化方法采用全局性的多目标遗传算法，避免陷入局部最优解。基于该优化方法，通过子代翼型生成，气动-噪声分析，性能参数计算，在最优化算法模块对翼型目标函数、约束参数等进行评估，判断子代属于不可行解、可行解或者最优解，非最优解条件下依据算法生成新的子代进入下循环。

优化案例得到的新翼型SN-350与其初始翼型DU-350M的外形对比如图3所示。SN-350翼型在干净与粗糙表面条件下的气动效率(升阻比)-载荷(升力系数)特性与其初始翼型DU-350M的对比如图4所示，SN-350翼型的气动性能更优。SN-350翼型的详细气动性能参数与初始翼型DU-350M、相近厚度的翼型DU00-W2-350翼型以及相对厚度为30％的具有较低前缘粗糙敏感性的翼型RISO-C30翼型等的对比如表4所示。

表4新翼型的气动参数与初始翼型、对标翼型性能对比

从表4中的结果可以看出，与初始翼型DU350-M相比，新翼型的各项目标参数均得到了优化。在设计点参数方面，新翼型的设计升力系数从1.15增加到1.87，提高了62.1％；最大升阻比从129.29增加到143.11，提高了10.7％。在粗糙敏感性方面，最大升力系数的粗糙敏感性参数降低了13.9％，最大升阻比的粗糙敏感性参数下降了30.2％，设计升力系数的粗糙敏感性参数下降了33.7％；粗糙条件下的失速攻角也从原先的7°提高到10°，延迟了失速分离。在气动噪声方面，噪声总声压级从初始翼型的82.14下降到78.92，降低了3.22分贝。气动性能方面的改进可以从图4中的升力系数-升阻比曲线的变化对比中印证。

新翼型各项目标性能参数均显著优于目前在叶片设计中普遍采用的同厚度(35％)的DU00-W2-350翼型，且部分性能指标与更薄的30％相对厚度RISO-C30翼型相当甚至更优。从表4中可以看出，RISO-C30翼型属于高性能翼型，具有较高的设计升力和最大升阻比以及低前缘粗糙敏感性，气动噪声声压级也较低。与之对比，新翼型SN-350在最大升阻比方面低于RISO-C30，但在设计升力系数方面比RISO-C30更高。在前缘粗糙敏感性参数方面，SN-350除了在最大升力系数的敏感性方面高于RISO-C30外，最大升阻比敏感性(52.36％)比RISO-C30的(53.49％)更低；设计升力的前缘粗糙敏感性(28.36％)则与RISO-C30的(28.10％)相当。而且SN-350翼型的气动噪声参数(78.92)也比RISO-C30的(79.54)更低。可见，新翼型SN-350具有替代更薄的相对厚度为30％的翼型，在叶片展向外侧应用的潜力。

根据以上分析对比可知，采用本申请实施例提供的结构几何参数确定方法可以在提高厚翼型光滑表面条件下的设计点性能参数、降低气动噪声的同时，大幅度降低翼型的设计点、失速点性能参数随前缘粗糙的敏感性，最终获得低粗糙敏感性的高性能厚翼型。本实施例的方法可随实际设计情况调整顺序，既可先确定所述目标翼型的设计目标函数和约束条件，而后获取目标翼型的初始结构几何参数，根据所述初始结构几何参数、所述设计目标函数和所述约束条件，确定所述目标翼型的目标结构几何参数。

如图5所示，本申请还提供一种翼型的结构几何参数确定装置，包括：

获取模块501，用于获取目标翼型的初始结构几何参数；

第一确定模块502，用于确定目标翼型的设计目标函数和约束条件；其中，设计目标函数包括粗糙敏感性参数；

第二确定模块503，用于基于初始结构几何参数、设计目标函数和约束条件，确定目标翼型的目标结构几何参数。

在一个实施例中，第一确定模块502，包括：

获取单元，用于获取目标翼型的最大升阻比、设计升力系数和气动噪声总声压级中的至少一种；

第一确定单元，用于基于最大升阻比、设计升力系数、气动噪声总声压级中的至少一种以及粗糙敏感性参数，确定设计目标函数。

在一个实施例中，约束条件包括目标翼型的失速点和失速裕度；其中，失速点为目标翼型最大升力系数对应的攻角。

在一个实施例中，粗糙敏感性参数包括设计升力系数相对变化率、最大升阻比相对变化率和最大升力系数相对变化率中的至少一种。

在一个实施例中，初始结构几何参数包括前缘半径、最大厚度位置、最大弯度位置、相对弯度和尾缘厚度中的至少一种。

在一个实施例中，目标翼型为相对厚度不小于30％的翼型。

在一个实施例中，第二确定模块503，包括：

第二确定单元，用于确定目标翼型的设计工况；其中，设计工况包括设计雷诺数和攻角范围；

第三确定单元，用于在设计工况下，基于多目标遗传算法，对初始结构几何参数进行迭代计算直至满足设计目标函数和约束条件，得到目标结构几何参数。

图5所示装置中的各个模块/单元具有实现图1中各个步骤的功能，并能达到其相应的技术效果，为简洁描述，在此不再赘述。

图6示出了本申请实施例提供的电子设备的结构示意图。

电子设备可以包括处理器601以及存储有计算机程序指令的存储器602。

具体地，上述处理器601可以包括中央处理器(CPU)，或者特定集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)，或者可以被配置成实施本申请实施例的一个或多个集成电路。

存储器602可以包括用于数据或指令的大容量存储器。举例来说而非限制，存储器602可包括硬盘驱动器(Hard Disk Drive，HDD)、软盘驱动器、闪存、光盘、磁光盘、磁带或通用串行总线(Universal Serial Bus，USB)驱动器或者两个或更多个以上这些的组合。在合适的情况下，存储器602可包括可移除或不可移除(或固定)的介质。在合适的情况下，存储器602可在电子设备的内部或外部。在特定实施例中，存储器602可以是非易失性固态存储器。

在一个实例中，存储器602可以是只读存储器(Read Only Memory，ROM)。在一个实例中，该ROM可以是掩模编程的ROM、可编程ROM(PROM)、可擦除PROM(EPROM)、电可擦除PROM(EEPROM)、电可改写ROM(EAROM)或闪存或者两个或更多个以上这些的组合。

处理器601通过读取并执行存储器602中存储的计算机程序指令，以实现上述实施例中的任意一种翼型的结构几何参数确定方法。

在一个示例中，电子设备还可包括通信接口603和总线610。其中，如图6所示，处理器601、存储器602、通信接口603通过总线610连接并完成相互间的通信。

通信接口603，主要用于实现本申请实施例中各模块、装置、单元和/或设备之间的通信。

总线610包括硬件、软件或两者，将在线数据流量计费设备的部件彼此耦接在一起。举例来说而非限制，总线可包括加速图形端口(AGP)或其他图形总线、增强工业标准架构(EISA)总线、前端总线(FSB)、超传输(HT)互连、工业标准架构(ISA)总线、无限带宽互连、低引脚数(LPC)总线、存储器总线、微信道架构(MCA)总线、外围组件互连(PCI)总线、PCI-Express(PCI-X)总线、串行高级技术附件(SATA)总线、视频电子标准协会局部(VLB)总线或其他合适的总线或者两个或更多个以上这些的组合。在合适的情况下，总线610可包括一个或多个总线。尽管本申请实施例描述和示出了特定的总线，但本申请考虑任何合适的总线或互连。

另外，本申请实施例可提供一种计算机存储介质来实现。该计算机存储介质上存储有计算机程序指令；该计算机程序指令被处理器执行时实现上述实施例中的任意一种翼型的结构几何参数确定方法。

需要明确的是，本申请并不局限于上文所描述并在图中示出的特定配置和处理。为了简明起见，这里省略了对已知方法的详细描述。在上述实施例中，描述和示出了若干具体的步骤作为示例。但是，本申请的方法过程并不限于所描述和示出的具体步骤，本领域的技术人员可以在领会本申请的精神后，作出各种改变、修改和添加，或者改变步骤之间的顺序。

以上所述的结构框图中所示的功能模块可以实现为硬件、软件、固件或者它们的组合。当以硬件方式实现时，其可以例如是电子电路、专用集成电路(ASIC)、适当的固件、插件、功能卡等等。当以软件方式实现时，本申请的元素是被用于执行所需任务的程序或者代码段。程序或者代码段可以存储在机器可读介质中，或者通过载波中携带的数据信号在传输介质或者通信链路上传送。“机器可读介质”可以包括能够存储或传输信息的任何介质。机器可读介质的例子包括电子电路、半导体存储器设备、ROM、闪存、可擦除ROM(EROM)、软盘、CD-ROM、光盘、硬盘、光纤介质、射频(RF)链路，等等。代码段可以经由诸如因特网、内联网等的计算机网络被下载。

还需要说明的是，本申请中提及的示例性实施例，基于一系列的步骤或者装置描述一些方法或系统。但是，本申请不局限于上述步骤的顺序，也就是说，可以按照实施例中提及的顺序执行步骤，也可以不同于实施例中的顺序，或者若干步骤同时执行。

上面参考根据本申请的实施例的方法、装置(系统)和计算机程序产品的流程图和/或框图描述了本申请的各方面。应当理解，流程图和/或框图中的每个方框以及流程图和/或框图中各方框的组合可以由计算机程序指令实现。这些计算机程序指令可被提供给通用计算机、专用计算机、或其它可编程数据处理装置的处理器，以产生一种机器，使得经由计算机或其它可编程数据处理装置的处理器执行的这些指令使能对流程图和/或框图的一个或多个方框中指定的功能/动作的实现。这种处理器可以是但不限于是通用处理器、专用处理器、特殊应用处理器或者现场可编程逻辑电路。还可理解，框图和/或流程图中的每个方框以及框图和/或流程图中的方框的组合，也可以由执行指定的功能或动作的专用硬件来实现，或可由专用硬件和计算机指令的组合来实现。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的系统、模块和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。应理解，本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本申请的保护范围之内。

Claims (14)

1.一种翼型的结构几何参数确定方法，其特征在于，包括：

获取目标翼型的初始结构几何参数；

确定所述目标翼型的设计目标函数和约束条件；其中，所述设计目标函数包括粗糙敏感性参数；

基于所述初始结构几何参数、所述设计目标函数和所述约束条件，确定所述目标翼型的目标结构几何参数。

2.根据权利要求1所述的翼型的结构几何参数确定方法，其特征在于，确定所述目标翼型的设计目标函数，包括：

获取所述目标翼型的最大升阻比、设计升力系数和气动噪声总声压级中的至少一种；

基于所述最大升阻比、所述设计升力系数、所述气动噪声总声压级中的至少一种以及所述粗糙敏感性参数，确定所述设计目标函数。

3.根据权利要求1所述的翼型的结构几何参数确定方法，其特征在于，所述约束条件包括所述目标翼型的失速点和失速裕度；其中，所述失速点为所述目标翼型最大升力系数对应的攻角。

4.根据权利要求1所述的翼型的结构几何参数确定方法，其特征在于，所述粗糙敏感性参数包括设计升力系数相对变化率、最大升阻比相对变化率和最大升力系数相对变化率中的至少一种。

5.根据权利要求1所述的翼型的结构几何参数确定方法，其特征在于，所述初始结构几何参数包括前缘半径、最大厚度位置、最大弯度位置、相对弯度和尾缘厚度中的至少一种。

6.根据权利要求1所述的翼型的结构几何参数确定方法，其特征在于，所述目标翼型为相对厚度不小于30％的翼型。

7.根据权利要求1所述的翼型的结构几何参数确定方法，其特征在于，所述基于所述初始结构几何参数、所述设计目标函数和所述约束条件，确定所述目标翼型的目标结构几何参数，包括：

确定所述目标翼型的设计工况；其中，所述设计工况包括设计雷诺数和攻角范围；

在所述设计工况下，基于多目标遗传算法，对所述初始结构几何参数进行迭代计算直至满足所述设计目标函数和所述约束条件，得到所述目标结构几何参数。

8.一种翼型的结构几何参数确定装置，其特征在于，包括：

获取模块，用于获取目标翼型的初始结构几何参数；

第一确定模块，用于确定所述目标翼型的设计目标函数和约束条件；其中，所述设计目标函数包括粗糙敏感性参数；

第二确定模块，用于基于所述初始结构几何参数、所述设计目标函数和所述约束条件，确定所述目标翼型的目标结构几何参数。

9.根据权利要求8所述的翼型的结构几何参数确定装置，其特征在于，所述第一确定模块，包括：

获取单元，用于获取所述目标翼型的最大升阻比、设计升力系数和气动噪声总声压级中的至少一种；

第一确定单元，用于基于所述最大升阻比、所述设计升力系数、所述气动噪声总声压级中的至少一种以及所述粗糙敏感性参数，确定所述设计目标函数。

10.根据权利要求8所述的翼型的结构几何参数确定装置，其特征在于，所述约束条件包括所述目标翼型的失速点和失速裕度；其中，所述失速点为所述目标翼型最大升力系数对应的攻角。

11.根据权利要求8所述的翼型的结构几何参数确定装置，其特征在于，所述粗糙敏感性参数包括设计升力系数相对变化率、最大升阻比相对变化率和最大升力系数相对变化率中的至少一种。

12.根据权利要求8所述的翼型的结构几何参数确定装置，其特征在于，所述目标翼型为相对厚度不小于30％的翼型。

13.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括：处理器以及存储有计算机程序指令的存储器；

所述处理器执行所述计算机程序指令时实现如权利要求1-7任意一项所述的翼型的结构几何参数确定方法。

14.一种计算机存储介质，其特征在于，所述计算机存储介质上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令被处理器执行时实现如权利要求1-7任意一项所述的翼型的结构几何参数确定方法。

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