CN113626935B - 一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机机翼设计领域，尤其涉及一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，包括如下步骤：根据提升的巡航效率目标，确定月形机翼的机翼面积、机翼展长、机翼等效后掠角；生成多个参数样本，根据参数进行参数化建模，初始样本机翼的三维模型；自动生成多个初始样本机翼的计算网格；采用求解器对多个样本机翼进行仿真计算，利用遗传算法，根据目标函数和适应度函数对初始参数样本进行选择、交叉和变异，生成新一代参数样本，如此法反复迭代，直到达到设计目标，得到最优的月形机翼平面参数。本发明设计出的跨音速月形机翼具有高于传统单前缘机翼的巡航效率，降低跨音速运输机燃油消耗，提升其经济性和环保性，具有极大的经济效益和社会效益。

Description

一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法
技术领域
本发明涉及飞机机翼设计领域，尤其涉及一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法。
背景技术
随着全球温室效应日益严重，各国对航空器碳排放要求日益严格，迫切需要提升各类运输飞机巡航效率，以降低飞机燃油消耗。巡航效率是指飞机巡航马赫数乘以飞机巡航升阻比。机翼的优化设计是提升飞机巡航效率的主要手段。
机翼前缘后掠角沿展向按一定规律进行变化，使得机翼平面外形酷似月牙形状，故而得名月形机翼。根据文献研究表明，月形机翼可以增大临界马赫数，提升飞机升阻比，对提高跨音速飞机巡航效率具有极大的优势。
月形机翼为多段机翼(机翼段数一般大于等于3段)，具有多个前缘后掠角，前缘后掠角与当地弦长、机翼展长、机翼面积、展弦比以及等效后掠角等参数耦合，传统的机翼设计方法难以胜任多参数耦合求解，并根据设计目标进行自动优化，迫切需要一种新的机翼设计方法对月形机翼平面参数进行设计和优化。
发明内容
针对常规单前缘机翼(机翼前缘为直线，且只有一个后掠角)，无法满足日益提高的巡航速度和巡航升阻比要求，目前的机翼设计方法仅适用于常规单前缘机翼，无法满足多段机翼多个后掠角、弦长、展长与机翼面积、等效后掠角等参数耦合设计的需求。因此本发明提出了一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法来解决目前设计方法中存在的不足。
本发明采用的技术方案如下：
一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，包括如下步骤：
步骤1：根据提升的巡航效率目标，确定月形机翼的机翼面积、机翼展长、机翼等效后掠角、翼根弦长以及翼梢弦长；
步骤2：月形机翼由n个翼段构成，运用月形机翼参数化设计程序，生成多个参数样本，每个参数样本包含每个翼段的前缘后掠角(Λ1～Λn)、弦长(C0～Cn)以及展长(s1～sn)参数，
进一步地，月形机翼参数化设计程序的计算过程如下：
根据步骤1，已知：
翼根弦长C0，翼梢弦长Cn，机翼半展长s,机翼面积S1以及等效后掠角Λeq，
翼段弦长Ci(i＝1～n-1)由随机函数生成，且满足以下要求:
C0>C1>C2>…>Cn-1>Cn
翼段展长si(i＝1～n)由随机函数生成，且满足以下要求:
s1+s2+…+sn-1+sn＝s
si>1m
翼段前缘后掠角Λi(i＝1～n)用以下公式计算：
为保证月形机翼等效后掠角为Λeq，设计参数需满足以下条件：
为保证设计的月形机翼面积为S1，设计参数需满足以下关系：
步骤3：月形机翼设计点和设计目标在单通道窄体类客机的巡航速度的基础上进行了提升，以确保一种高巡航效率的月形机翼具有比目前运输类飞机具有更高的巡航效率，具体如下：
在设计巡航点升阻比提升大于6；
在设计巡航点阻力发散马赫数推迟量大于0.02。
步骤4：根据月形机翼每段的后掠角、弦长、展长以及选定超临界翼型，采用CAD建模软件进行参数化建模，根据不同机翼参数自动建立多个，初始样本机翼的三维模型；
步骤5：根据机翼外形，采用CFD(Computational Fluid Dynamics，计算流体力学)前处理软件建立计算网格生成脚本，根据脚本文件自动生成多个初始样本机翼的计算网格，例如可建立100个；
步骤6：采用CFD求解器，对多个样本机翼进行CFD仿真计算，获取机翼在设计点和设计目标点的升力系数、阻力系数和升阻比气等动特性数据；
步骤7：利用遗传算法，根据目标函数和适应度函数对初始参数样本进行选择、交叉和变异，生成新一代参数样本，如此法反复迭代，直到达到设计目标，得到最优的月形机翼平面参数。
本发明选定的超临界翼型为NASA标准超临界翼型SC(2)-0610。机翼参数化设计程序，根据机翼展长，机翼面积，机翼等效后掠角以及机翼段数，利用随机函数生成每个翼段的展长、弦长、后掠角，根据机翼面积、机翼展长、等效后掠角等约束，对符合要求的参数进行筛选。
本发明的有益效果在于：
建立了一种适用于跨音速月形机翼的设计方法，解决了现有设计方法无法对多段机翼多个前缘后掠角、机翼弦长、展长等参数相互耦合求解的难题。设计出的跨音速月形机翼具有高于传统单前缘机翼的巡航效率，降低跨音速运输机燃油消耗，提升其经济性和环保性，具有极大的经济效益和社会效益。
附图说明
图1为等效后掠角示意图。
图2为月形机翼示意图。
图3-图5为月形机翼三视图。
图6为月形机翼与单前缘机翼表面流线对比图。
图7为月形机翼与单前缘机翼阻力系数(CD)随马赫数变化曲线。
图8月形机翼与单前缘机翼升阻比(K)随马赫数变化曲线。
其中，ln为机头到等效机翼翼根前缘的距离，lt机头到等效机翼翼梢前缘的距离，s为机翼半展长，s0为等效机翼翼根到对称面的距离，Λ1～Λ6为月形机翼不同翼段的前缘后掠角，C0～C6为月形机翼不同翼段的弦长，s1～s6为月形机翼不同翼段的展长。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行详细描述：
实施例1
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晰，以下结合附图及实施例，对本发明进一步详细说明。应当说明，此处所描写的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明的具体实施方式分以下步骤：
步骤1：根据本发明为提升跨音速运输局巡航效率的目标，本实施例选取单通道窄体客机A320作为参考对象，机翼面积选取为122m2，机翼展长为34m，机翼等效后掠角为25°，翼根弦长7.7m，翼梢弦长1.64m。
等效后掠角计算方法采用文献ESDU 76003的方法，参数示意图见图1，多段机翼的等效后掠角Λeq可通过如下公式计算：
本发明不考虑机身的影响，等效机翼翼根与对称面的距离为零(s0＝0)。
步骤2：本实施例对6段月形机翼进行分析，示意图见图2。根据步骤1确定的机翼面积、机翼展长、机翼根弦长、梢弦长以及机翼等效后掠角，运用月形机翼参数化设计程序，设计100个机翼参数样本。每个参数样本包含每个翼段的前缘后掠角(Λ1～Λ6)、弦长(C0～C6)以及展长(s1～s6)等19个参数。月形机翼参数化设计程序计算过程如下：
已知参数包括：
C0＝7.7m(翼根弦长)，C6＝1.64m(翼梢弦长)，s＝17m(机翼半展长),S1＝122m2(全机翼面积)Λeq＝25°(等效后掠角)
翼段弦长Ci(i＝1～5)由随机函数生成，且满足以下要求:
C0>C1>C2>C3>C4>C5>C6
翼段展长si(i＝2～5)由随机函数生成，且满足以下要求:
s1+s2+s3+s4+s5+s6＝17m
si>1m(防止翼段展长过小，没有实际意义)
翼段前缘后掠角Λi(i＝1～6)可用以下公式计算：
为保证月形机翼等效后掠角为25°，设计参数需满足以下条件：
为保证设计的月形机翼面积(S)为122m2，设计参数需满足以下关系：
步骤3：月形机翼设计点和设计目标在单通道窄体类客机A320的巡航速度(A320巡航马赫数为0.78)的基础上进行了提升，以确保一种高巡航效率的月形机翼具有比目前运输类飞机具有更高的巡航效率，具体如下：
设计点：Ma＝0.86，H＝11km
设计目标：
M＝0.84，阻力系数最小
M＝0.86，阻力系数最小
M＝0.86，CL＝0.25，升阻比最大
M＝0.88，阻力系数最小
步骤4：根据月形机翼每段的后掠角、弦长、展长以及选定超临界翼型，采用CAD建模软件进行参数化建模，根据不同机翼参数自动建立100个初始样本机翼的三维模型，模型示意图见图3-图5；
步骤5：根据机翼外形，采用CFD前处理软件建立计算网格生成脚本，根据脚本文件自动生成100个初始样本机翼的计算网格；
步骤6：采用CFD求解器，对100个样本机翼进行CFD仿真计算，获取机翼在设计点和设计目标点的升力系数，阻力系数，升阻比等气动特性数据；
步骤7：利用遗传算法，根据目标函数和适应度函数对初始参数样本进行选择、交叉和变异，生成新一代参数样本，如此法反复迭代，直到达到设计目标，得到最优的月形机翼平面参数。遗传算法可以详见文献：刘国强.基于遗传算法的直升机旋翼桨叶气动外形优化设计.南京航空航天大学硕士论文，2011.
根据对月形机翼和单前缘机翼的CFD对比分析可以看出，在马赫数0.84时，单前缘机翼后缘存在因激波导致的分离区，而月形机翼可以有效消除机翼后缘分离区，见图6。本实施例中的单前缘机翼采用A320飞机的机翼平面形状，用于对比月形机翼与单前缘机翼气动特性差异，其翼型与A320真实飞机并不一致。
根据图7进一步分析阻力系数随马赫数变化趋势可以发现，单前缘机翼的阻力发散马赫数(阻力发散马赫数定义为)约为0.86,而月形机翼阻力发散马赫数约为0.88。运输类飞机的巡航马赫数需小于阻力发散马赫数，单前缘机翼最大巡航速度为0.84，月形机翼的最大巡航马赫数为0.86。
从图8可以看出，单前缘机翼巡航升阻比约为24.6(M＝0.84)，月形机翼巡航升阻比约为27.1(M＝0.86)。根据巡航效率计算公式(巡航效率＝巡航马赫数X巡航升阻比)，单前缘机翼巡航效率为20.67，月形机翼巡航效率约为23.31。相比于单前缘机翼，月形机翼巡航效率提升约12.8％。
综上所述，相比于传统的单前缘机翼，本发明设计的月形机翼巡航马赫数高，巡航升阻比大，机翼后缘分离特性好，可明显提高跨音速运输机的巡航性能，降低飞机燃油消耗，提升飞机的经济性和环保型。
实施例2
一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，包括如下步骤：
步骤1：本发明意在提升跨音速运输类飞机的巡航效率，因此选取特定的运输类飞机作为参考对象，根据提升的巡航效率目标，确定月形机翼的机翼面积、机翼展长、机翼等效后掠角、翼根弦长以及翼梢弦长；由于多段机翼每段都有不同的后掠角，多段机翼整体后掠情况难于与单段机翼进行对比，等效后掠角用于表示多段机翼整体后掠角等效于某一单段机翼的后掠角；
步骤2：月形机翼由n个翼段构成，运用月形机翼参数化设计程序，生成多个参数样本，例如100个。每个参数样本包含每个翼段的前缘后掠角(Λ1～Λn)、弦长(C0～Cn)以及展长(s1～sn)等参数，
月形机翼参数化设计程序的计算过程如下：
根据步骤1，已知参数：
翼根弦长C0，翼梢弦长Cn，机翼半展长s,机翼面积S1以及等效后掠角Λeq，
翼段弦长Ci(i＝1～n-1)由随机函数生成，且满足以下要求:
C0>C1>C2>…>Cn-1>Cn
翼段展长si(i＝1～n)由随机函数生成，且满足以下要求:
s1+s2+…+sn-1+sn＝s
si>1m(防止翼段展长过小，没有实际意义)
翼段前缘后掠角Λi(i＝1～n)用以下公式计算：
为保证月形机翼等效后掠角为Λeq，设计参数需满足以下条件：
为保证设计的月形机翼面积为S1，设计参数需满足以下关系：
以上计算公式和关系表达式可通过编程实现，并形成月形机翼参数化设计程序。
步骤3：月形机翼设计点和设计目标在单通道窄体类客机的巡航速度的基础上进行了提升，以确保一种高巡航效率的月形机翼具有比目前运输类飞机具有更高的巡航效率，具体如下：
在设计巡航点(设计点：Ma＝0.86，H＝11km)升阻比提升大于6；
在设计巡航点(设计点：Ma＝0.86，H＝11km)阻力发散马赫数推迟量大于0.02。
步骤4：根据月形机翼每段的后掠角、弦长、展长以及选定超临界翼型，采用CAD建模软件进行参数化建模，根据不同机翼参数自动建立多个，初始样本机翼的三维模型，例如可建立100个；
步骤5：根据机翼外形，采用CFD(Computational Fluid Dynamics，计算流体力学)前处理软件建立计算网格生成脚本，根据脚本文件自动生成多个初始样本机翼的计算网格，例如可建立100个；
步骤6：采用CFD求解器，对100个样本机翼进行CFD仿真计算，获取机翼在设计点和设计目标点的升力系数、阻力系数和升阻比气等动特性数据；
步骤7：利用遗传算法，根据目标函数和适应度函数对初始参数样本进行选择、交叉和变异，生成新一代参数样本，如此法反复迭代，直到达到设计目标，得到最优的月形机翼平面参数。
应当指出，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，对于本技术领域的普通人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可作出若干改进和润饰，这些改进和润饰均视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤1：根据提升的巡航效率目标，确定月形机翼的机翼面积、机翼展长、机翼等效后掠角、翼根弦长以及翼梢弦长；
步骤2：月形机翼由n个翼段构成，运用月形机翼参数化设计程序，生成多个参数样本，每个参数样本包含每个翼段的前缘后掠角、弦长以及展长参数；
步骤3：月形机翼设计点和设计目标在单通道窄体类客机的巡航速度的基础上进行了提升，以确保一种高巡航效率的月形机翼具有比目前运输类飞机具有更高的巡航效率，具体如下：
在设计巡航点升阻比提升大于6；
在设计巡航点阻力发散马赫数推迟量大于0.02；
步骤4：根据月形机翼每段的后掠角、弦长、展长以及选定超临界翼型，进行参数化建模，根据不同机翼参数自动建立多个初始样本机翼的三维模型；
步骤5：根据机翼外形，建立计算网格生成脚本，根据脚本文件自动生成多个初始样本机翼的计算网格；
步骤6：采用求解器对多个初始样本机翼进行仿真计算，获取机翼在设计点和设计目标点的升力系数、阻力系数和升阻比；
步骤7：利用遗传算法，根据目标函数和适应度函数对初始参数样本进行选择、交叉和变异，生成新一代参数样本，如此反复迭代，直到达到设计目标，得到最优的月形机翼平面参数；
月形机翼参数化设计程序的计算过程如下：
根据步骤1，已知：
翼根弦长C0，翼梢弦长Cn，机翼半展长s,机翼面积S1以及等效后掠角Λeq，
翼段弦长Ci，i＝1～n-1，由随机函数生成，且满足以下要求:
C0>C1>C2>…>Cn-1>Cn
翼段展长si，i＝1～n由随机函数生成，且满足以下要求:
s1+s2+…+sn-1+sn＝s
si>1m
翼段前缘后掠角Λi，i＝1～n，用以下公式计算：
为保证月形机翼等效后掠角为Λeq，设计参数需满足以下条件：
为保证设计的月形机翼面积为S1，设计参数需满足以下关系：
2.根据权利要求1所述的一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，其特征在于：生成初始参数样本、初始样本机翼的计算网格、初始样本机翼的数量均为100个。
3.根据权利要求1所述的一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，其特征在于：步骤4中采用CAD建模软件进行参数化建模。
4.根据权利要求1所述的一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，其特征在于：步骤5采用CFD前处理软件建立计算网格生成脚本。
5.根据权利要求1所述的一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法，其特征在于：步骤6采用CFD求解器，对多个初始样本机翼进行CFD仿真计算。
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