CN113962025A - 超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法及装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法，包括：利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算目标翼型的厚度线和弯度线，利用扰动系数，对弯度线和厚度线的控制点进行优化，获得新的弯度线和新的厚度线；利用新的厚度线和新的弯度线获得新的翼型的目标气动力数据；在目标气动力数据与原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且厚度线与新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若目标气动力数据满足第三预设条件，则将新的翼型确定为最终翼型。本发明还公开一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化装置、终端设备以及计算机可读存储介质。利用本发明的方法，提高了具有最终翼型的飞机的性能。

Description

超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法及装置
技术领域
本发明涉及机型优化领域，特别涉及一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法及装置。
背景技术
进入21世纪后，以美国为首的航空工业大国一直致力于研究和发展第六代战斗机，以抢占未来空中战场的制高点，虽然各国对六代机的定位有所不同，但其基本技术特征已经非常明晰，军事专家将六代机的特性总结为“六超”，即：超扁平外形、超音速巡航、超常规机动、超远程打击、超维度物联、超界域控制，因此，超扁平外形与超音速巡航已经成为下一代飞机的主要特征。
常规的超音速飞机为了降低激波阻力，通常采用的翼型有菱形翼型、四边形翼型及双弧形翼型等尖头翼型，然而，尖头翼型在低速时小迎角下可能存在前缘分离，从而影响起飞和着陆安全性，因此，常规超音速飞机为了兼顾全速域内的气动特性，一般采用小圆头对称薄翼型。
超扁平无尾布局由于没有尾翼，全机纵向力矩特性受机翼分离影响非常敏感，而翼型作为机翼的基本单元，其流动特性的好坏直接影响到机翼性能，翼型设计不好可能导致全机的俯仰力矩线性范围非常小，从而导致全机安全余量较小；同时，由于超音速时气动焦点后移较快，全机俯仰力矩系数较大，而超扁平无尾布局没有尾翼，所有操纵舵面均布置在机翼上，舵面操纵力臂较短、操纵效率低，采用常规的对称翼型会导致全机配平阻力较大，甚至可能出现无法配平的情况。可见，利用现有的翼型设计方法，获得的超音速飞机的飞机性能较差。因此，迫切需要提出一种新的翼型设计方法，提高超音速飞机的性能。
发明内容
本发明的主要目的是提供一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法及装置，旨在解决现有技术迫切需要提出一种新的翼型设计方法，提高超音速飞机的性能的技术问题。
为实现上述目的，本发明提出一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法，所述方法包括以下步骤：
利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线，所述目标翼型为待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型；
利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线，并利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线；
利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型，并对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据；
获取所述目标翼型的原始气动力数据；
在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
可选的，所述利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线的步骤，包括：
对所述原始表面点坐标矩阵中的坐标点进行重新分布和插值，获得第一表面点坐标矩阵；
利用所述第一表面点坐标矩阵，构建所述目标翼型的厚度线和弯度线。
可选的，所述利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线的步骤，包括：
利用所述第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行坐标转换，获得第一中间点矩阵；
利用所述第一中间点矩阵，求解所述新的厚度线。
可选的，所述利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线的步骤，包括：
利用所述第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行坐标转换，获得第二中间点矩阵；
利用所述第二中间点矩阵，求解所述新的弯度线。
可选的，所述利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型的步骤，包括：
利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，求解第二表面坐标点矩阵；
利用所述第二表面坐标点矩阵和所述原始表面点坐标矩阵，获得第三表面点坐标矩阵；
利用所述第三表面点坐标矩阵，构建所述新的翼型。
可选的，所述对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据的步骤，包括：
基于所述新的翼型，利用动网格程序生成翼型计算网格；
对所述翼型计算网格进行流场求解，获得所述目标气动力数据。
可选的，所述目标气动力数据包括目标巡航点俯仰力矩系数和目标巡航升阻比，所述原始气动力数据包括原始巡航点俯仰力矩系数；
所述在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型的步骤之前，所述方法还包括：
利用所述新的厚度线，求解所述新的翼型的最大厚度，并利用所述厚度线，求解所述目标翼型的最大厚度；
所述在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型的步骤，包括：
在所述目标巡航点俯仰力矩系数小于所述原始巡航点俯仰力矩系数，且，所述新的翼型的最大厚度大于所述目标翼型的最大厚度时，若确定所述目标巡航升阻比为极大值，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
此外，为实现上述目的，本发明还提出了一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化装置，所述装置包括：
计算模块，用于利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线，所述目标翼型为待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型；
优化模块，用于利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线，并利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线；
构建模块，用于利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型，并对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据；
获取模块，用于获取所述目标翼型的原始气动力数据；
确定模块，用于在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
此外，为实现上述目的，本发明还提出了一种终端设备，所述终端设备包括：存储器、处理器及存储在所述存储器上并在所述处理器上运行超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序，所述超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序被所述处理器执行时实现如上述任一项所述的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法的步骤。
此外，为实现上述目的，本发明还提出了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序，所述超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序被处理器执行时实现如上述任一项所述的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法的步骤。
本发明技术方案提出了一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法，通过利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线，所述目标翼型为待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型；利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线，并利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线；利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型，并对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据；获取所述目标翼型的原始气动力数据；在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
利用现有的翼型设计方法，获得最终翼型的气动力数据与原始翼型(目标翼型)的气动力数据的比对结果不满足第一预设条件，且原始翼型的厚度线与最终翼型的厚度线的比对结果不满足第二预设条件，以及最终翼型的气动力数据不满足第三预设条件，导致最终翼型的巡航点俯仰力矩系数大、巡航升阻比小和最大厚度小，使得具有最终翼型的飞机的性能较差。而利用本发明的方法，获得最终翼型的气动力数据与原始翼型的气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且原始翼型的厚度线与最终翼型的厚度线的比对结果满足第二预设条件，以及最终翼型的气动力数据满足第三预设条件，使得最终翼型的巡航点俯仰力矩系数小、巡航升阻比大和最大厚度大，从而提高了具有最终翼型的飞机的性能。
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，下面将对实施例或现有技术描述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的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明实施例方案涉及的硬件运行环境的终端设备结构示意图；
图2为本发明超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法第一实施例的流程示意图；
图3为本发明超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化装置第一实施例的结构框图；
图4为本发明弯度线和厚度线相关参数示意图；
图5为本发明最终翼型与目标翼型的外轮廓对比示意图；
图6为本发明最终翼型与目标翼型的巡航升力特性曲线对比示意图；
图7为本发明最终翼型与目标翼型的巡航升阻力系数曲线对比示意图；
图8为本发明最终翼型与目标翼型的巡航点俯仰力矩曲线对比示意图；
图9为本发明最终翼型与目标翼型的巡航升阻比曲线对比示意图。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
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的一部分实施例，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作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。
参照图1，图1为本发明实施例方案涉及的硬件运行环境的终端设备结构示意图。
通常，终端设备包括：至少一个处理器301、存储器302以及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序，所述超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序配置为实现如前所述的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法的步骤。
处理器301可以包括一个或多个处理核心，比如4核心处理器、8核心处理器等。处理器301可以采用DSP(Digital Signal Processing，数字信号处理)、FPGA(Field－Programmable Gate Array，现场可编程门阵列)、PLA(Programmable Logic Array，可编程逻辑阵列)中的至少一种硬件形式来实现。处理器301也可以包括主处理器和协处理器，主处理器是用于对在唤醒状态下的数据进行处理的处理器，也称CPU(CentralProcessingUnit，中央处理器)；协处理器是用于对在待机状态下的数据进行处理的低功耗处理器。在一些实施例中，处理器301可以在集成有GPU(Graphics Processing Unit，图像处理器)，GPU用于负责显示屏所需要显示的内容的渲染和绘制。处理器301还可以包括AI(Artificial Intelligence，人工智能)处理器，该AI处理器用于处理有关超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法操作，使得超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法模型可以自主训练学习，提高效率和准确度。
存储器302可以包括一个或多个计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质可以是非暂态的。存储器302还可包括高速随机存取存储器，以及非易失性存储器，比如一个或多个磁盘存储设备、闪存存储设备。在一些实施例中，存储器302中的非暂态的计算机可读存储介质用于存储至少一个指令，该至少一个指令用于被处理器301所执行以实现本申请中方法实施例提供的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法。
在一些实施例中，终端还可选包括有：通信接口303和至少一个外围设备。处理器301、存储器302和通信接口303之间可以通过总线或信号线相连。各个外围设备可以通过总线、信号线或电路板与通信接口303相连。具体地，外围设备包括：射频电路304、显示屏305和电源306中的至少一种。
通信接口303可被用于将I/O(Input/Output，输入/输出)相关的至少一个外围设备连接到处理器301和存储器302。在一些实施例中，处理器301、存储器302和通信接口303被集成在同一芯片或电路板上；在一些其他实施例中，处理器301、存储器302和通信接口303中的任意一个或两个可以在单独的芯片或电路板上实现，本实施例对此不加以限定。
射频电路304用于接收和发射RF(Radio Frequency，射频)信号，也称电磁信号。射频电路304通过电磁信号与通信网络以及其他通信设备进行通信。射频电路304将电信号转换为电磁信号进行发送，或者，将接收到的电磁信号转换为电信号。可选地，射频电路304包括：天线系统、RF收发器、一个或多个放大器、调谐器、振荡器、数字信号处理器、编解码芯片组、用户身份模块卡等等。射频电路304可以通过至少一种无线通信协议来与其它终端进行通信。该无线通信协议包括但不限于：城域网、各代移动通信网络(2G、3G、4G及5G)、无线局域网和/或WiFi(Wireless Fidelity，无线保真)网络。在一些实施例中，射频电路304还可以包括NFC(Near Field Communication，近距离无线通信)有关的电路，本申请对此不加以限定。
显示屏305用于显示UI(User Interface，用户界面)。该UI可以包括图形、文本、图标、视频及其它们的任意组合。当显示屏305是触摸显示屏时，显示屏305还具有采集在显示屏305的表面或表面上方的触摸信号的能力。该触摸信号可以作为控制信号输入至处理器301进行处理。此时，显示屏305还可以用于提供虚拟按钮和/或虚拟键盘，也称软按钮和/或软键盘。在一些实施例中，显示屏305可以为一个，电子设备的前面板；在另一些实施例中，显示屏305可以为至少两个，分别设置在电子设备的不同表面或呈折叠设计；在再一些实施例中，显示屏305可以是柔性显示屏，设置在电子设备的弯曲表面上或折叠面上。甚至，显示屏305还可以设置成非矩形的不规则图形，也即异形屏。显示屏305可以采用LCD(LiquidCrystal Display，液晶显示屏)、OLED(Organic Light-Emitting Diode,有机发光二极管)等材质制备。
电源306用于为电子设备中的各个组件进行供电。电源306可以是交流电、直流电、一次性电池或可充电电池。当电源306包括可充电电池时，该可充电电池可以支持有线充电或无线充电。该可充电电池还可以用于支持快充技术。
本领域技术人员可以理解，图1中示出的结构并不构成对终端设备的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。
此外，本发明实施例还提出一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序，所述超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序被处理器执行时实现如上文所述的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法的步骤。因此，这里将不再进行赘述。另外，对采用相同方法的有益效果描述，也不再进行赘述。对于本申请所涉及的计算机可读存储介质实施例中未披露的技术细节，请参照本申请方法实施例的描述。确定为示例，程序指令可被部署为在一个终端设备上执行，或者在位于一个地点的多个终端设备上执行，又或者，在分布在多个地点且通过通信网络互连的多个终端设备备上执行。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，上述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，上述的计算机可读存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)或随机存储记忆体(RandomAccessMemory，RAM)等。
基于上述硬件结构，提出本发明超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法的实施例。
参照图2，图2为本发明超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法第一实施例的流程示意图，方法用于终端设备，所述方法包括以下步骤：
步骤S11：利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线，所述目标翼型为待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型。
需要说明的是，本发明的执行主体是终端设备，终端设备中安装有超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序，终端设备执行超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序时，实现本发明的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法的步骤。
一般而言，待优化超扁平无尾布局超音速飞机即是指进行翼型优化的飞机，可以是任何大小和尺寸的超扁平无尾布局超音速飞机。目标翼型即是待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型，目标翼型的表面的所有坐标点构成的矩阵即为所述原始表面点坐标矩阵，原始表面点坐标矩阵如下：
[(x1,y1),(x2,y2),…,(xm,ym),…,(xn-1,yn-1),(xn,yn)]T
由于目标翼型的弦长为单位长度，且前缘点过原点，假设前缘点为(xm,ym)，其中，x1＝xn＝1，xm＝ym＝0，此时，原始表面点坐标矩阵变成如下形式：
Figure BDA0003320650200000091
此时，可以将原始表面点坐标矩阵分成两组：
原始上表面坐标矩阵：[(x1,y1),(x2,y2),…,(xm-1,ym-1),(xm,ym)]T，原始下表面坐标矩阵：[(xm,ym),(xm+1,ym+1),…,(xn-1,yn-1),(xn,yn)]T。
具体的，所述利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线的步骤，包括：对所述原始表面点坐标矩阵中的坐标点进行重新分布和插值，获得第一表面点坐标矩阵；利用所述第一表面点坐标矩阵，构建所述目标翼型的厚度线和弯度线。
需要说明的是，需要对所述原始表面点坐标矩阵中原始上表面坐标矩阵和原始上表面坐标矩阵分别进行重新分布，获得第一上表面坐标矩阵和第一下表面坐标矩阵，即，第一表面点坐标矩阵包括第一上表面坐标矩阵和第一下表面坐标矩阵。
假设目标翼型的原始上表面坐标矩阵和原始下表面坐标矩阵均包括t个坐标点，且在x方向等间距分布，此时，利用公式一进行x方向坐标的重新分布，公式一如下：
Figure BDA0003320650200000092
xli为重新分布的x方向坐标，即：第一上表面坐标矩阵和第一下表面坐标矩阵中的坐标点的x方向坐标。
利用拉格朗日插值法——公式二，进行y方向坐标的重新分布，公式二如下：
Figure BDA0003320650200000093
Figure BDA0003320650200000101
yui和yli分别为第一上表面坐标矩阵和第一上表面坐标矩阵中坐标点的y方向坐标。
此时，在y方向和x方向均完成重新分布后，获得的即为所述第一表面点坐标矩阵(包括第一上表面坐标矩阵和第一下表面坐标矩阵)，第一表面点坐标矩阵如下：
第一上表面坐标矩阵：[(xl1,yu1),(xl2,yu2),…,(xlt-1,yut-1),(xlt,yut)]T，第一下表面坐标矩阵：[(xl1,yl1),(xl2,yl2),…,(xlt-1,ylt-1),(xlt,ylt)]T。
然后基于所述第一表面点坐标矩阵，利用公式三，求得厚度线和弯度线，公式三如下：
thicki＝yui-yli
camberi＝yui-yli
其中，thicki为厚度线y方向坐标，camberi为弯度线y方向坐标，其中，厚度线和弯度线的x方向坐标即为第一表面点坐标矩阵中坐标点的x方向坐标，因此，弯度线和厚度线的实际表示如下：
厚度线：[(xl1,thick1),(xl2,thixk2),…,(xlt-1,thickt-1),(xlr,thickt)]T，弯度线：[(xl1,camber1),(xl2,camber2),…,(xlt-1,cambert-1),(xlt,cambert)]T。
同时，还可以利用厚度线和弯度线求得目标翼型的最大厚度和最大弯度，如下：
thickmax＝max{thicki}
cambermax＝max{camberi}
其中，thickmax为目标翼型的最大厚度，cambernax为目标翼型的最大弯度。
进一步的，在获得目标翼型的最大厚度和最大弯度之后，通过CFD仿真计算获得目标翼型在巡航设计点的原始气动力数据，建立原始气动力数据的矩阵为：
[α CL CD Cm k]]
其中,α为巡航攻角、CL巡航升力系数、CD为巡航阻力系数、Cm为巡航点俯仰力矩系数(目标翼型的原始巡航点俯仰力矩系数)、k为巡航升阻比(目标翼型的原始巡航升阻比)。巡航升力系数CL为固定值，根据升力和重力平衡原理，由巡航重量G(半油重量)、巡航高度H和巡航速度V计算得到。
步骤S12：利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线，并利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线。
需要说明的，是本发明的第一扰动系数和第二扰动系数可以是用户基于需求设定的，本发明不做限定。具体的，所述利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线的步骤，包括：利用所述第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行坐标转换，获得第一中间点矩阵；利用所述第一中间点矩阵，求解所述新的厚度线。
以自由曲面变型技术为理论基础，对于厚度线和弯度线的参数化，考虑仅在y方向进行一维变形，此时，假设上文获得的厚度线的控制点个数为ml，其中任意一个控制点表示为pil(il＝1,2,…,ml-1,ml)，此时的厚度线中控制点组成的矩阵表示为：[(px1,py1),(px2,py2),…,(pxil,pyil),…,(pxml,pyml)]。
若pil在y方向的扰动量(所述第一扰动系数)为Δd，则pil点y方向的坐标变为p′il，p′il按照公式四求得，公式四如下：
py′il＝pyil+Δd
此时，厚度线中控制点变为第一中间点，厚度线中控制点组成的矩阵即为第一中间点矩阵：[(px1,py′1),(px2,py′2),…,(pxil,py′il),…,(pxml,py′ml)]。
显而易见的，厚度线坐标值在y方向也发生改变，变形后的y方向坐标thick′i可通过公式五求得，公式五如下：
Figure BDA0003320650200000111
其中，
Figure BDA0003320650200000112
为ml次贝塞尔基函数，它按照公式六计算，公式六如下：
Figure BDA0003320650200000113
其中，
Figure BDA0003320650200000114
为组合序列数，
Figure BDA0003320650200000115
按照公式七求得，公式七如下：
Figure BDA0003320650200000116
求得y方向坐标thick′i之后，即可按照上述方式，将厚度线的第一中间点矩阵中各坐标的y方向的坐标值替换为对应的thick′i，即可获得新的厚度线。
同理，所述利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线的步骤，包括：利用所述第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行坐标转换，获得第二中间点矩阵；利用所述第二中间点矩阵，求解所述新的弯度线。
假设上文获得的弯度线的控制点个数为nl，其中任意一个控制点表示为qjl(jl＝1,2,…,nl-1,nl)，此时的弯度线中控制点组成的矩阵表示为：
[(qx1,qy1),(qx2,qy2),…,qxjl,qyjl),…,(qxnl,qynl)]
若qjl在y方向的扰动量(所述第二扰动系数)为Δdl，则qjl点y方向的坐标变为q′jl，q′jl按照公式八求得，公式八如下：
qy′jl＝pyjl+Δdl
此时，弯度线中控制点变为第二中间点，弯度线中控制点组成的矩阵即为第二中间点矩阵：[(qx1,qy′1),(qx2,qy′2),…,(qxjl,qy′jl),…,(qxnl,qy′nl)]。
显而易见的，弯度线坐标值在y方向也发生改变，变形后的y方向坐标camber′i可通过公式九求得，公式九如下：
Figure BDA0003320650200000121
其中，
Figure BDA0003320650200000122
为nl次贝塞尔基函数，它的计算公式为公式十，公式十如下：
Figure BDA0003320650200000123
其中，
Figure BDA0003320650200000124
为组合序列数，
Figure BDA0003320650200000125
按照公式十一求得，公式十一如下：
Figure BDA0003320650200000126
同理，求得y方向坐标camber′i之后，即可按照上述方式，将弯度线的第二中间点矩阵中各坐标的y方向的坐标值替换为对应的camber′i，即可获得新的弯度线。
步骤S13：利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型，并对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据。
需要利用新的厚度线和新的弯度线，构建新的翼型，并对新的翼型求出对应的气动力数据——目标气动力数据。
进一步的，所述利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型的步骤，包括：利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，求解第二表面坐标点矩阵；利用所述第二表面坐标点矩阵和所述原始表面点坐标矩阵，获得第三表面点坐标矩阵；利用所述第三表面点坐标矩阵，构建所述新的翼型。
由于新的厚度线和新的弯度线是经过扰动后，发生变形的曲线，因此，原始目标翼型上下表面的坐标也会发生变化，变化后的目标翼型即为新的翼型。假设新的翼型y方向的第二上表面坐标为yu′i、第二下表面坐标为yl′i，即第二表面坐标点矩阵包括上表面坐标对应的矩阵和下表面坐标对应的矩阵，第二表面坐标点矩阵中y方向的坐标值可通过公式十二计算得到，公式十二如下：
Figure BDA0003320650200000131
Figure BDA0003320650200000132
此时，新的翼型的第二表面坐标点矩阵如下表示：
第二上表面坐标矩阵：[(xl1,yu′1),(xl2,yu′2),…,(xlt-1,yu′t-1),(xlt,yu′t)]T，第二下表面坐标矩阵：[(xl1,yl′1)，(xl2,yl′2),…,(xlt-1,yl′t-1),(xlt,yl′t)]T。
然后，采用拉格朗日插值法——公式十三，提取所述原始表面点坐标矩阵中x方向坐标下的y方向坐标值，公式十三如下：
Figure BDA0003320650200000133
Figure BDA0003320650200000134
按照公式十三对第二表面坐标点矩阵中的坐标点进行计算之后，获得的新的矩阵即为第三表面点坐标矩阵，第三表面点坐标矩阵即为新的翼型的表面点坐标组成的矩阵，第三表面点坐标矩阵如下表示：
[(x1,y′1),(x2,y′2),…,(xm,y′m),…,(xn,y′n)]T
同时，还可以利用新的厚度线和新的弯度线求得新的翼型的最大厚度和最大弯度，如下：
thick′max＝max{thick′i}
camber′max＝max{′amber′i}
其中，thick′max为新的翼型的最大厚度，camber′max为新的翼型的最大弯度。
进一步的，所述对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据的步骤，包括：基于所述新的翼型，利用动网格程序生成翼型计算网格；对所述翼型计算网格进行流场求解，获得所述目标气动力数据。
具体的，基于所述新的翼型，利用动网格程序生成新的翼型计算网格；然后利用CFD流场求解，获得目标气动力数据，目标其动力数据包括对应的巡航攻角、巡航升力系数、为巡航阻力系数、为巡航点俯仰力矩系数(目标巡航点俯仰力矩系数)和为巡航升阻比(所述目标巡航升阻比)。
步骤S14：获取所述目标翼型的原始气动力数据。
步骤S15：在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
具体的，所述在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型的步骤之前，所述方法还包括：利用所述新的厚度线，求解所述新的翼型的最大厚度，并利用所述厚度线，求解所述目标翼型的最大厚度；所述在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型的步骤，包括：在所述目标巡航点俯仰力矩系数小于所述原始巡航点俯仰力矩系数，且，所述新的翼型的最大厚度大于所述目标翼型的最大厚度时，若确定所述目标巡航升阻比为极大值，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
若在所述目标巡航点俯仰力矩系数大于或等于所述原始巡航点俯仰力矩系数和/或所述新的翼型的最大厚度小于或等于所述目标翼型的最大厚度和/或确定所述升阻比不是极大值，则重新确定新的第一扰动系数和第二扰动系数，按照本发明的步骤继续迭代，直到所述目标巡航点俯仰力矩系数小于所述原始巡航点俯仰力矩系数，且，所述新的翼型的最大厚度大于所述目标翼型的最大厚度时，且确定所述目标巡航升阻比为极大值，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
显而易见的，第一预设条件包括所述目标巡航点俯仰力矩系数小于所述原始巡航点俯仰力矩系数，第二预设条件包括所述新的翼型的最大厚度大于所述目标翼型的最大厚度，第三预设条件包括目标巡航升阻比为极大值。
本发明技术方案提出了一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法，通过利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线，所述目标翼型为待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型；利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线，并利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线；利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型，并对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据；获取所述目标翼型的原始气动力数据；在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
利用现有的翼型设计方法，获得最终翼型的气动力数据与原始翼型(目标翼型)的气动力数据的比对结果不满足第一预设条件，且原始翼型的厚度线与最终翼型的厚度线的比对结果不满足第二预设条件，以及最终翼型的气动力数据不满足第三预设条件，导致最终翼型的巡航点俯仰力矩系数大、巡航升阻比小和最大厚度小，使得具有最终翼型的飞机的性能较差。而利用本发明的方法，获得最终翼型的气动力数据与原始翼型的气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且原始翼型的厚度线与最终翼型的厚度线的比对结果满足第二预设条件，以及最终翼型的气动力数据满足第三预设条件，使得最终翼型的巡航点俯仰力矩系数小、巡航升阻比大和最大厚度大，从而提高了具有最终翼型的飞机的性能。
参照图3，图3为本发明超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化装置第一实施例的结构框图，所述装置用于终端设备，基于与前述实施例相同的发明构思，所述装置包括：
计算模块10，用于利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线，所述目标翼型为待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型；
优化模块20，用于利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线，并利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线；
构建模块30，用于利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型，并对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据；
获取模块40，用于获取所述目标翼型的原始气动力数据；
确定模块50，用于在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
需要说明的是，由于本实施例的装置所执行的步骤与前述方法实施例的步骤相同，其具体的实施方式以及可以达到的技术效果都可参照前述实施例，这里不再赘述。
为了验证本发明的方法的实际效果，做了如下实验：
以NACA0005翼型为目标翼型，计算NACA0005翼型的原始表面点坐标矩阵、厚度线、弯度线、最大厚度camber0和最大弯度thick0。
给定目标翼型巡航设计点为：巡航马赫数1.4、巡航升力系数0.25；
通过CFD计算原始翼型NACA0005在巡航设计点的气动特性，包括巡航点阻力系数CD0、原始升阻比k0及巡航点俯仰力矩系数Cm0。
采用自由曲面变型技术，确定厚度线和弯度线的控制点坐标，参照图4，图4为本发明弯度线和厚度线相关参数示意图。
在图5中，以控制点的第一扰动参数Δd和第二扰动参数Δd1，本发明的方法，对NACA0005的目标翼型进行优化，优化目标为巡航点升阻比最大，约束条件为巡航点俯仰力矩系数Cm'(目标巡航点俯仰力矩系数)＞Cm0、最大厚度thick'max＞thick0。
经过迭代优化后的翼型(最终翼型)特征为：翼型的最大厚度为5％cA，最大厚度位置为41.78％cA，最大弯度为0.22％cA，最大弯度位置为83.76％cA，前缘半径为0.09％cA，其中cA为翼型弦长。
参照图5，图5为本发明最终翼型与目标翼型的外轮廓对比示意图，优化前的目标翼型为实线图，优化后的最终翼型为虚线图。其中，优化后的最终翼型的上表面数据如表1，表1如下：
表1
Figure BDA0003320650200000161
Figure BDA0003320650200000171
优化后的最终翼型的下表面数据如表2，表2如下：
表2
Figure BDA0003320650200000172
Figure BDA0003320650200000181
为了进一步对比分析经过本发明方法设计的翼型的先进性，对NACA0005原始翼型和优化翼型在巡航设计马赫数下的纵向气动特性进行CFD仿真计算，计算马赫数Ma＝0.14、计算高度H＝10km、计算攻角α＝-2°～10°(Δα＝2°)，为了确保对比结果的可靠性，计算采用相同的拓扑结构、相同的网格量、相同的计算平台、相同的控制方程及相同的湍流模型。
参照图7-10，图7为本发明最终翼型与目标翼型的巡航升力特性曲线对比示意图，在图7中，巡航攻角的单位为度(°)；图8为本发明最终翼型与目标翼型的巡航升阻力系数曲线对比示意图，图9为本发明最终翼型与目标翼型的巡航点俯仰力矩曲线对比示意图，图10为本发明最终翼型与目标翼型的巡航升阻比曲线对比示意图，在图7-10中，虚线为设计点对应的曲线，小点划线
Figure BDA0003320650200000182
为目标翼型对应的曲线，大点划线
Figure BDA0003320650200000183
为最终翼型对应的曲线。可见，本申请的方法获得的最终翼型的性能要好。
参照表3，表3为最终翼型与目标翼型在设计巡航马赫数1.4时的气动性能数据表，表3如下：
Figure BDA0003320650200000191
结果表明，对比图7，本实施例翼型的升力线斜率要高于原始翼型，因此巡航攻角要小于NACA0005翼型；对比图8，在整个计算攻角范围内，相同升力系数下，本实施例翼型的阻力系数远小于NACA0005翼型；对比图9，在设计巡航升力系数下，本实施例翼型的俯仰力矩系数要小于NACA0005翼型，因此，使用本实施例翼型全机配平阻力会减小；从图10可以看到，在设计巡航升力系数下，本实施力翼型的升阻比为5.8，高于NACA0005翼型的5.2。
以上所述仅为本发明的可选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线，所述目标翼型为待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型；
利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线，并利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线；
利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型，并对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据；
获取所述目标翼型的原始气动力数据；
在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线的步骤，包括：
对所述原始表面点坐标矩阵中的坐标点进行重新分布和插值，获得第一表面点坐标矩阵；
利用所述第一表面点坐标矩阵，构建所述目标翼型的厚度线和弯度线。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线的步骤，包括：
利用所述第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行坐标转换，获得第一中间点矩阵；
利用所述第一中间点矩阵，求解所述新的厚度线。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线的步骤，包括：
利用所述第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行坐标转换，获得第二中间点矩阵；
利用所述第二中间点矩阵，求解所述新的弯度线。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型的步骤，包括：
利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，求解第二表面坐标点矩阵；
利用所述第二表面坐标点矩阵和所述原始表面点坐标矩阵，获得第三表面点坐标矩阵；
利用所述第三表面点坐标矩阵，构建所述新的翼型。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据的步骤，包括：
基于所述新的翼型，利用动网格程序生成翼型计算网格；
对所述翼型计算网格进行流场求解，获得所述目标气动力数据。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述目标气动力数据包括目标巡航点俯仰力矩系数和目标巡航升阻比，所述原始气动力数据包括原始巡航点俯仰力矩系数；
所述在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型的步骤之前，所述方法还包括：
利用所述新的厚度线，求解所述新的翼型的最大厚度，并利用所述厚度线，求解所述目标翼型的最大厚度；
所述在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型的步骤，包括：
在所述目标巡航点俯仰力矩系数小于所述原始巡航点俯仰力矩系数，且，所述新的翼型的最大厚度大于所述目标翼型的最大厚度时，若确定所述目标巡航升阻比为极大值，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
8.一种超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化装置，其特征在于，所述装置包括：
计算模块，用于利用目标翼型的原始表面点坐标矩阵，计算所述目标翼型的厚度线和弯度线，所述目标翼型为待优化超扁平无尾布局超音速飞机的翼型；
优化模块，用于利用第一扰动系数，对所述厚度线的控制点进行优化，获得新的厚度线，并利用第二扰动系数，对所述弯度线的控制点进行优化，获得新的弯度线；
构建模块，用于利用所述新的厚度线和所述新的弯度线，构建新的翼型，并对所述新的翼型进行流场求解，获得所述新的翼型的目标气动力数据；
获取模块，用于获取所述目标翼型的原始气动力数据；
确定模块，用于在所述目标气动力数据与所述原始气动力数据的比对结果满足第一预设条件，且所述厚度线与所述新的厚度线的比对结果满足第二预设条件时，若所述目标气动力数据满足第三预设条件，则将所述新的翼型确定为所述待优化超扁平无尾布局超音速飞机的最终翼型。
9.一种终端设备，其特征在于，所述终端设备包括：存储器、处理器及存储在所述存储器上并在所述处理器上运行超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序，所述超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序被所述处理器执行时实现如权利要求1至7中任一项所述的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序，所述超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化程序被处理器执行时实现如权利要求1至7中任一项所述的超扁平无尾布局超音速飞机的翼型优化方法的步骤。
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