CN115320879A - 一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法 - Google Patents

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CN115320879A CN202211257844.5A CN202211257844A CN115320879A CN 115320879 A CN115320879 A CN 115320879A CN 202211257844 A CN202211257844 A CN 202211257844A CN 115320879 A CN115320879 A CN 115320879A
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Abstract

本申请实施例公开了一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，涉及翼型设计领域。该方法包括：建立极坐标系，建立柯恩达型面曲线的包含伯恩斯坦多项式的形函数，根据第一端点和第二端点的极径为固定值，获得待定系数
Figure DEST_PATH_IMAGE001
和待定系数
Figure 311164DEST_PATH_IMAGE002
为固定值1，将形函数中的其他待定系数作为变量，设计变量
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的所述变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。通过上述方法，可以有效解决在高亚声速自由来流条件下环量控制翼型的控制能力下降、在柯恩达型面设计时精度较低或计算量较大的问题。

Description

一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法
技术领域
本申请涉及翼型设计领域，更具体地，涉及一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法。
背景技术
环量控制翼型在后缘处设置柯恩达型面，以实现环量控制功能。环量控制翼型形成的“虚拟舵面”可以替代传统机械控制舵面，实现无尾无舵面飞行，具备结构重量轻、隐身性能好、易于实现等优势，使用环量控制翼型能够促进飞行器综合性能提升。
环量控制翼型通过驱动引自发动机或机载压气机的压缩空气沿着弯曲柯恩达型面端点处的切线方向喷出，在柯恩达效应作用下，使射流发生偏转并附着在柯恩达型面上，从而裹挟自由流中的流体绕柯恩达型面流动，以改变机翼表面压力分布，获得飞行控制所需要的力和力矩。在低速来流条件下，环量控制相较于机械控制舵面具有更高的控制效率，但在高亚声速自由来流条件下，射流和外流速度差异变小，射流对外流裹携效果变差，导致射流环量控制效率下降。
在实现本发明过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：
一方面，现有技术通过增加射流压比、提高射流速度以提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下的控制能力，但这可能造成射流在柯恩达型面上过早分离，使环量控制翼型的控制能力下降。
另一方面，现有技术在对传统翼型进行优化设计时，多采用CST参数化方法，在针对环量控制翼型优化时，若要提升柯恩达型面设计的精度，则实现过程繁琐，计算量增大，若要减小计算量，则会导致柯恩达型面设计精度较低。
因此，现有技术存在：在高亚声速自由来流条件下，环量控制翼型的控制能力下降的问题，以及，在对针对环量控制翼型后缘柯恩达型面进行优化设计时，设计精度较低或计算量较大的问题。
发明内容
本申请发明人在长期实践中发现，现有技术通过增加射流压比、提高射流速度以提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下的控制能力，并未对柯恩达型面进行优化设计，因此造成射流在柯恩达型面上过早分离，使环量控制翼型的控制能力下降。并且，现有技术在对传统翼型进行优化设计时，多采用CST参数化方法，用类函数和形函数共同描述翼型，一方面，形函数的阶数的数量决定变量的数量，若要提升环量控制翼型后缘柯恩达型面设计的精度，需要增加形函数的阶数，即增加变量数，但这种方式变量较多，计算量增大，若要减小计算量，需要减小形函数的阶数，但使用这种方式会导致柯恩达型面设计精度较低。另一方面，类函数限制了几何形状的类别，需要将类函数的参数也作为设计变量，也导致设计变量增多。
基于此，本申请提出了一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，在设定的极坐标中用形函数描述柯恩达型面：
Figure 773994DEST_PATH_IMAGE001
；根据柯恩达型面的第一端点的极径为固定值、第二端点的极径为固定值，获得
Figure 116507DEST_PATH_IMAGE002
为固定值1，以及
Figure 94827DEST_PATH_IMAGE003
为固定值1，将形函数中的
Figure 97549DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 59689DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 422537DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 504632DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 927523DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 596533DEST_PATH_IMAGE009
作为变量，设计变量
Figure 497493DEST_PATH_IMAGE010
，参数化方法直观、简洁、高效，以较少的设计变量实现了柯恩达几何外形的光滑连续描述，从而在保证柯恩达型面设计精度较高的阶数下，减少变量数；在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。如此，可以有效解决现有技术存在的在高亚声速自由来流条件下，环量控制翼型的控制能力下降的问题，以及，在对柯恩达型面进行优化设计时，设计精度较低或计算量较大的问题。
第一方面，提供了一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，该方法包括：S110.以柯恩达型面曲线的第一端点和第二端点连线的中点为极点，以将所述极点作为起点且经过所述第一端点的射线为极径，建立极坐标系，所述第一端点和第二端点在所述极坐标系中固定，并建立所述柯恩达型面曲线在所述极坐标系中的形函数：
Figure 450405DEST_PATH_IMAGE011
，且
Figure 296395DEST_PATH_IMAGE012
为所述柯恩达型面曲线上的点在所述极坐标系中极角为
Figure 701968DEST_PATH_IMAGE013
时的极径，
Figure 141040DEST_PATH_IMAGE014
，a为所述第一端点的极径值，
Figure 699191DEST_PATH_IMAGE015
为伯恩斯坦多项式，且
Figure 463885DEST_PATH_IMAGE016
，n为所述伯恩斯坦多项式的阶数，j为所述伯恩斯坦多项式的序号，
Figure 356755DEST_PATH_IMAGE017
为所述伯恩斯坦多项式的待定系数；S120.根据所述第一端点的极径为固定值、所述第二端点的极径为固定值，获得
Figure 848785DEST_PATH_IMAGE002
为固定值1，以及
Figure 776289DEST_PATH_IMAGE003
为固定值1，并将所述形函数中的
Figure 711884DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 577203DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 889236DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 405668DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 764362DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 366244DEST_PATH_IMAGE009
作为变量，设计变量
Figure 950809DEST_PATH_IMAGE010
，所述变量X的不同值对应不同的柯恩达型面曲线；S130.在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；S140.采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的所述变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。
综上所述，本申请至少具有如下技术效果：
1.本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，通过对柯恩达型面进行优化设计，提升射流在柯恩达型面上的附着效果，从而提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下的控制能力。
2.本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，通过建立极坐标系，可以构建用于描述柯恩达型面的形函数，构建方法直观、简洁、高效。若建立直角坐标系，实现过程繁琐，采用形函数与类函数结合描述柯恩达型面，即现有技术使用的CST参数化方法，使设计变量增加。
3.本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，在设定的极坐标中用形函数描述柯恩达型面，并根据柯恩达型面的第一端点的极径为固定值、第二端点的极径为固定值，得到形函数中的两个待定系数为固定值，从而在保证柯恩达型面设计精度较高的阶数下，减少变量数，既使设计精度较高又使计算量较小。
进一步地，本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，根据柯恩达型面曲线在第一端点处的曲率相切，在第二端点处的曲率相切，得到形函数中还有两个待定系数也为固定值，从而在保证柯恩达型面设计精度较高的阶数下，再次减少变量数，既使设计精度较高又使计算量较小。
4.本申请提供的其中一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，将目标气动性能参数设置为俯仰力矩系数绝对值或升力系数中的至少一种，以提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下不同的控制能力，如飞机姿态控制能力、升力控制能力中的至少一种。
因此，本申请提供的方案可以有效解决现有技术存在的在高亚声速自由来流条件下，环量控制翼型的控制能力下降的问题，以及，在对柯恩达型面进行优化设计时，设计精度较低或计算量较大的问题。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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申请的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，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示出了本申请实施例1提供的一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法的流程示意图；
图2示出了本申请实施例1提供的翼型和柯恩达型面的示意图；
图3示出了本申请实施例1提供的射流出口设置在柯恩达型面曲线上侧的示意图；
图4示出了本申请实施例1提供的射流出口在上侧的柯恩达型面在极坐标系中的示意图；
图5示出了本申请实施例1提供的下限范围和上限范围的示意图；
图6示出了本申请实施例1提供的变量X的不同值对应不同的柯恩达型面曲线的示意图；
图7示出了本申请实施例1提供的柯恩达型面上的台阶的示意图；
图8示出了本申请实施例1提供的射流出口设置在柯恩达型面曲线下侧的示意图；
图9示出了本申请实施例1提供的射流出口分别设置在柯恩达型面曲线上侧和下侧的示意图；
图10示出了本申请实施例1提供的优化前后的柯恩达型面曲线的对比示意图；
图11示出了本申请实施例1提供的在优化前的初始型面释放射流的示意图；
图12示出了本申请实施例1提供的在优化后的柯恩达型面释放射流的示意图。
附图中：翼型100、柯恩达型面200、射流出口110、第一端点210、第二端点220、极点230、下限曲线240、上限曲线250、台阶260、初始型面300、射流400。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
环量控制翼型通过驱动引自发动机或机载压气机的压缩空气沿着弯曲柯恩达型面端点处的切线方向喷出，在柯恩达效应作用下，使射流发生偏转并附着在柯恩达型面上，从而裹挟自由流中的流体绕柯恩达型面流动，以改变机翼表面压力分布。在高亚声速自由来流条件下，射流和外流速度差异变小，射流对外流裹携效果变差，导致射流环量控制效率下降。
一方面，现有技术通过增加射流压比、提高射流速度以提升环量控制翼型在高亚声速自由来流条件下的控制能力，但这可能造成射流在柯恩达型面上过早分离，使环量控制翼型的控制能力下降。
另一方面，现有技术在对传统翼型进行优化设计时，多采用CST参数化方法，若要提升柯恩达型面设计的精度，则计算量较大，若要减小计算量，则会导致柯恩达型面设计精度较低。
因此，现有技术存在：在高亚声速自由来流条件下，环量控制翼型的控制能力下降的问题，以及，在对柯恩达型面进行优化设计时，设计精度较低或计算量较大的问题。
因此，为了解决上述缺陷，本申请实施例提供了一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，在设定的极坐标中用形函数描述柯恩达型面：
Figure 338059DEST_PATH_IMAGE001
；根据柯恩达型面的第一端点的极径为固定值、第二端点的极径为固定值，获得
Figure 615457DEST_PATH_IMAGE002
为固定值1，以及
Figure 704636DEST_PATH_IMAGE003
为固定值1，将形函数中的
Figure 342159DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 833183DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 281482DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 343110DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 535057DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 880588DEST_PATH_IMAGE009
作为变量，设计变量
Figure 740267DEST_PATH_IMAGE010
，从而在保证柯恩达型面设计精度较高的阶数下，减少变量数；在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。如此，可以有效解决现有技术存在的在高亚声速自由来流条件下，环量控制翼型的控制能力下降的问题，以及，在对柯恩达型面进行优化设计时，设计精度较低或计算量较大的问题。
下面对本申请所涉及到的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法进行介绍。应说明的是：本申请方法步骤的标号并非为了限制其顺序，而是为了区分不同的步骤。
实施例1
请参照图1至图3，图1为本申请实施例1提供的一种环量控制翼型100后缘柯恩达型面200设计方法的流程示意图，图2为翼型100和柯恩达型面200的示意图，图3为射流出口110设置在柯恩达型面200曲线上侧的示意图。
图2中的翼型100为环量控制翼型100，在翼型100后缘设置有柯恩达型面200，从而实现环量控制功能，在图3中可以看出，柯恩达型面200曲线为光滑曲线，射流出口110设置在柯恩达型面200曲线的上面的端点处。
本实施例中，该方法可以包括以下步骤：
步骤S110：以柯恩达型面200曲线的第一端点和第二端点连线的中点为极点，以将所述极点作为起点且经过所述第一端点的射线为极径，建立极坐标系，所述第一端点和第二端点在所述极坐标系中固定，并建立所述柯恩达型面200曲线在所述极坐标系中的形函数：
Figure 538458DEST_PATH_IMAGE001
，
且
Figure 534096DEST_PATH_IMAGE012
为所述柯恩达型面200曲线上的点在所述极坐标系中极角为
Figure 734133DEST_PATH_IMAGE018
时的极径，
Figure 274967DEST_PATH_IMAGE014
，a为所述第一端点的极径值，
Figure 560455DEST_PATH_IMAGE015
为伯恩斯坦多项式，且
Figure 359784DEST_PATH_IMAGE016
，n为所述伯恩斯坦多项式的阶数，j为所述伯恩斯坦多项式的序号，
Figure 663595DEST_PATH_IMAGE017
为所述伯恩斯坦多项式的待定系数。
如图4所示，图4为射流出口110在上侧的柯恩达型面200在极坐标系中的示意图。在图4的两个端点中，靠近出口的端点为第一端点210，远离出口的端点为第二端点220，极点230在第一端点210和第二端点220连线的中点。
示例性地，为保证柯恩达型面200设计精度较高，可以取伯恩斯坦多项式的阶数n=8。当然，伯恩斯坦多项式的阶数n也可以是其他取值。
示例性地，第一端点210的极径值a可以取1，也可以取其他值。
示例性地，若
Figure 624598DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 662961DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 485555DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 660184DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 792088DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 304365DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 179918DEST_PATH_IMAGE003
的值均取1，则形函数
Figure 209053DEST_PATH_IMAGE012
恒等于1，即柯恩达型面200曲线为半圆形，这也是现有技术中柯恩达型面200的形状。
本申请通过对伯恩斯坦多项式的待定系数
Figure 528170DEST_PATH_IMAGE017
取不同的值，使形函数
Figure 9967DEST_PATH_IMAGE012
有不同的表达式，即：构建不同的柯恩达型面200曲线。
在本申请实施例中，通过建立极坐标系，可以构建用于描述柯恩达型面200的形函数，构建方法直观、简洁、高效。若建立直角坐标系，实现过程繁琐，采用形函数与类函数结合描述柯恩达型面200，即现有技术使用的CST参数化方法，使设计变量增加。
进一步地，由于本申请只用形函数就可以描述柯恩达型面200，因此，可以将柯恩达型面200的几何特点转化为形函数中的数值关系，从而在保证柯恩达型面200设计精度较高的阶数下，减少变量数，既使设计精度较高又使计算量较小。
步骤S120：根据所述第一端点210的极径为固定值、所述第二端点220的极径为固定值，获得
Figure 689210DEST_PATH_IMAGE002
为固定值1，以及
Figure 822120DEST_PATH_IMAGE003
为固定值1，并将所述形函数中的
Figure 561406DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 796079DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 764166DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 767894DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 412502DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 386667DEST_PATH_IMAGE009
作为变量，设计变量
Figure 142134DEST_PATH_IMAGE010
，所述变量X的不同值对应不同的柯恩达型面200曲线。
在本申请实施例中，由于第一端点210与第二端点220在极坐标系中固定，可以得到：极角为0的第一端点210的极径为固定值a，即
Figure 265948DEST_PATH_IMAGE019
；极角为π的第二端点220的极径为固定值a即
Figure 815878DEST_PATH_IMAGE020
。
又因为：
Figure 775874DEST_PATH_IMAGE021
，
可以看出，当
Figure 600611DEST_PATH_IMAGE022
时，
Figure 313352DEST_PATH_IMAGE023
，当
Figure 814609DEST_PATH_IMAGE024
时，
Figure 980012DEST_PATH_IMAGE025
。
因此，
Figure 342860DEST_PATH_IMAGE026
，结合
Figure 926419DEST_PATH_IMAGE019
，可以得出：
Figure 349310DEST_PATH_IMAGE027
。
同理，
Figure 2008DEST_PATH_IMAGE028
，结合
Figure 420745DEST_PATH_IMAGE020
，可以得出：
Figure 108078DEST_PATH_IMAGE029
。
本申请实施例提供的环量控制翼型100后缘柯恩达型面200设计方法，在设定的极坐标中用形函数描述柯恩达型面200，并根据柯恩达型面200的第一端点210的极径为固定值、第二端点220的极径为固定值，得到形函数中的两个待定系数
Figure 701870DEST_PATH_IMAGE030
和
Figure 592597DEST_PATH_IMAGE003
为固定值，从而在保证柯恩达型面200设计精度较高的阶数下，减少变量数，既使设计精度较高又使计算量较小。
在示例性实施例中，所述S120还包括子步骤S121。
子步骤S121：根据所述柯恩达型面200曲线在所述第一端点210处的曲率相切，获得
Figure 297248DEST_PATH_IMAGE004
为固定值1。
在该实施例中，由于柯恩达型面200曲线在第一端点210处是光滑曲线，因此在第一端点210处的曲率相切。
作为一种可选实施方式，根据
Figure 104667DEST_PATH_IMAGE004
为固定值1，将所述形函数中的
Figure 853049DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 745919DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 254260DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 401339DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 336934DEST_PATH_IMAGE009
作为变量，设计变量
Figure 451521DEST_PATH_IMAGE031
。
在示例性实施例中，所述S120还包括子步骤S122。
子步骤S122：根据所述柯恩达型面200曲线在所述第二端点220处的曲率相切，获得
Figure 497974DEST_PATH_IMAGE009
为固定值1。
在该实施例中，由于柯恩达型面200曲线在第二端点220处是光滑曲线，因此在第二端点220处的曲率相切。
作为一种可选实施方式，根据
Figure 278322DEST_PATH_IMAGE009
为固定值1，将所述形函数中的
Figure 119239DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 986701DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 321998DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 958516DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 970334DEST_PATH_IMAGE008
作为变量，设计变量
Figure 308781DEST_PATH_IMAGE032
。
在示例性实施例中，所述S120还包括子步骤S123。
子步骤S123：根据所述柯恩达型面200曲线在所述第一端点210处的曲率相切，获得
Figure 697037DEST_PATH_IMAGE004
为固定值1，并根据所述柯恩达型面200曲线在所述第二端点220处的曲率相切，获得
Figure 188061DEST_PATH_IMAGE009
为固定值1。
作为一种可选实施方式，根据
Figure 387092DEST_PATH_IMAGE004
为固定值1和
Figure 697988DEST_PATH_IMAGE009
为固定值1，将所述形函数中的
Figure 889935DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 235465DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 106863DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 905055DEST_PATH_IMAGE008
作为变量，设计变量
Figure 900692DEST_PATH_IMAGE033
。
本申请实施例提供的环量控制翼型100后缘柯恩达型面200设计方法，根据柯恩达型面200曲线在第一端点210处的曲率相切，在第二端点220处的曲率相切，得到形函数中还有两个待定系数
Figure 851462DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 641564DEST_PATH_IMAGE009
也为固定值，从而在保证柯恩达型面200设计精度较高的阶数下，再次减少变量数，既使设计精度较高又使计算量较小。
在示例性实施例中，所述S120还包括子步骤S124。
子步骤S124：设计所述变量X的下限范围
Figure 192631DEST_PATH_IMAGE034
，和所述变量X的上限范围
Figure 710068DEST_PATH_IMAGE035
，且所述变量X中的每个待定系数的值分别大于等于所述下限范围
Figure 764612DEST_PATH_IMAGE034
中对应的常数值，所述变量X中的每个待定系数的值分别小于等于所述上限范围
Figure 991194DEST_PATH_IMAGE035
中对应的常数值。
在本申请实施例中，变量X的下限范围
Figure 514710DEST_PATH_IMAGE034
和变量X的上限范围
Figure 586572DEST_PATH_IMAGE035
中的每个常数值可以为预设值，具体的，这些预设值可以是随机设置的，也可以是根据经验设置的，还可以是在实验过程中不断改进设置的，本申请对此不做限制。
作为一种可选实施方式，以n=8，
Figure 761201DEST_PATH_IMAGE002
为固定值1，
Figure 145302DEST_PATH_IMAGE003
为固定值1，变量
Figure 670962DEST_PATH_IMAGE036
为例进行说明，下限范围和上限范围可以分别为：
Figure 280935DEST_PATH_IMAGE037
，
Figure 310070DEST_PATH_IMAGE038
。
变量X中的每个待定系数的值分别大于等于所述下限范围
Figure 629187DEST_PATH_IMAGE034
中对应的常数值，可以是：
Figure 110984DEST_PATH_IMAGE039
、
Figure 790227DEST_PATH_IMAGE040
、
Figure 923137DEST_PATH_IMAGE041
、
Figure 662423DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 631516DEST_PATH_IMAGE043
、
Figure 599603DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 603332DEST_PATH_IMAGE045
。
变量X中的每个待定系数的值分别小于等于所述上限范围
Figure 513519DEST_PATH_IMAGE035
中对应的常数值，可以是：
Figure 222105DEST_PATH_IMAGE046
、
Figure 243151DEST_PATH_IMAGE047
、
Figure 101385DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 667627DEST_PATH_IMAGE049
、
Figure 611312DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure 436049DEST_PATH_IMAGE051
、
Figure 148790DEST_PATH_IMAGE052
。
作为又一种可选实施方式，如图5所示，图5为下限范围和上限范围的示意图。在图5中，下限曲线240为下限范围
Figure 384468DEST_PATH_IMAGE034
对应的柯恩达型面200曲线，上限曲线250为上限范围
Figure 815449DEST_PATH_IMAGE035
对应的柯恩达型面200曲线。如图6所示，图6为变量X的不同值对应不同的柯恩达型面200曲线的示意图，若变量X中的每个待定系数的值分别大于等于下限范围
Figure 178298DEST_PATH_IMAGE034
中对应的常数值，变量X中的每个待定系数的值分别小于等于上限范围
Figure 761857DEST_PATH_IMAGE035
中对应的常数值，则变量X的不同值对应的不同的柯恩达型面200曲线，如图6中标注为1、2、3、4、5的曲线，始终在下限范围
Figure 919169DEST_PATH_IMAGE034
对应的柯恩达型面200曲线，和上限范围
Figure 837446DEST_PATH_IMAGE035
对应的柯恩达型面200曲线之间（可以与下限范围
Figure 244464DEST_PATH_IMAGE034
对应的柯恩达型面200曲线，或上限范围
Figure 666218DEST_PATH_IMAGE035
对应的柯恩达型面200曲线重合）。
步骤S130：在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解。
在示例性实施例中，所述S130还包括子步骤S131。
子步骤S131：所述预设状态中，力矩参考点为前缘点。
在本申请实施例中，预设状态还可以包括：高度、自由来流马赫数、雷诺数、迎角、环量控制翼型100射流压比。
示例性地，高度可以为8千米、自由来流马赫数可以为0.6、雷诺数可以为
Figure 994431DEST_PATH_IMAGE053
、迎角可以为0度、环量控制翼型100射流压比可以为4。
在示例性实施例中，所述S130还包括子步骤S132。
子步骤S132：所述目标气动性能参数为俯仰力矩系数绝对值或升力系数中的至少一种。
在本申请实施例中，若目标气动性能参数为俯仰力矩系数绝对值，则预设最值为最大值，并将俯仰力矩系数绝对值达到预设最大值时的形函数确定为最优解。如此，可以提升环量控制翼型100在高亚声速自由来流条件下的飞机姿态控制能力。
在本申请实施例中，若目标气动性能参数为升力系数，则预设最值为最大值，并将升力系数达到预设最大值时的形函数确定为最优解。如此，可以提升环量控制翼型100在高亚声速自由来流条件下的升力控制能力。
步骤S140：采用预设优化算法对柯恩达型面200曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的所述变量X的值，从而确定目标柯恩达型面200曲线。
在本申请实施例中，如图7所示，图7为柯恩达型面200上的台阶260的示意图，在确定目标柯恩达型面200曲线后，还可以在目标柯恩达型面200曲线与射流出口110之间设置台阶260，台阶260的高度可以根据需要设置，例如，可以是0.2毫米至0.8毫米。
在示例性实施例中，所述S140还包括子步骤S141。
子步骤S141：所述预设优化算法为NSGA-II全局优化算法。
在本申请实施例中，NSGA-Ⅱ属于多目标遗传算法，在第一代非支配排序遗传算法的基础上改进而来，具有运行速度快、解集的收敛性好等优点。
在本申请实施例中，NSGA-II全局优化算法的种群规模可以为50，最大进化代数可以为50，可以采用拉丁超立方抽样方法得到分布均匀的初始样本点。
在本申请实施例中，预设优化算法还可以是其他优化算法，例如，代理优化算法、粒子群算法、单纯形法等，本申请对此不做限制。
在示例性实施例中，所述S140还包括子步骤S142。
子步骤S142：在根据所述预设优化算法获取样本点时，对于每个样本点，为所述变量X赋值，得到相应的柯恩达型面200曲线，并将所述柯恩达型面200与翼型100主体连接，采用预设数值计算方法评估连接所述柯恩达型面200后的翼型100的气动性能。
在本申请实施例中，在连接柯恩达型面200后的翼型100的气动性能被评估为最优时，即形函数为最优解，将此时的柯恩达型面200曲线确定为目标柯恩达型面200曲线。
作为一种可选实施方式，射流出口110可以设置在柯恩达型面200曲线上侧，如图3所示，采用预设数值计算方法评估连接所述柯恩达型面200后的翼型100的气动性能，可以是：采用数值计算方法计算上侧射流的环量控制效率，在上侧射流的环量控制效率最优时，将此时的翼型100的气动性能评估为最优。
作为另一种可选实施方式，射流出口110可以设置在柯恩达型面200曲线下侧，如图8所示，图8为射流出口110设置在柯恩达型面200曲线下侧的示意图。在图8中可以看出，射流出口110设置在柯恩达型面200曲线的下面的端点处。采用预设数值计算方法评估连接所述柯恩达型面200后的翼型100的气动性能，可以是：采用数值计算方法计算下侧射流的环量控制效率，在下侧射流的环量控制效率最优时，将此时的翼型100的气动性能评估为最优。
作为又一种可选实施方式，射流出口110可以设置在柯恩达型面200曲线上侧和下侧，如图9所示，图9为射流出口110分别设置在柯恩达型面200曲线上侧和下侧的示意图。在图9中可以看出，翼型100后缘有两个射流出口110，且一个射流出口110设置在柯恩达型面200曲线的上面的端点处，另一个射流出口110设置在柯恩达型面200曲线的下面的端点处。采用预设数值计算方法评估连接所述柯恩达型面200后的翼型100的气动性能，可以是：采用数值计算方法计算上侧射流的环量控制效率和下侧射流的环量控制效率，在上侧射流的环量控制效率在上侧权重下，与下侧射流的环量控制效率在下侧权重下之和最优时，将此时的翼型100的气动性能评估为最优。其中，上侧权重和下侧权重为根据实验目的设置的值，例如，若实验目的中，希望上侧射流和下侧射流具备相同的环量控制能力，则上侧权重可以等于下侧权重，若实验目的中，上侧射流的环量控制能力大于下侧射流的环量控制能力，则上侧权重可以大于下侧权重，若实验目的中，下侧射流的环量控制能力大于上侧射流的环量控制能力，则下侧权重可以大于上侧权重。
在示例性实施例中，所述预设数值计算方法包括：
求解器基于雷诺平均Navier-Stokes方程，采用考虑旋转修正和可压缩性修正的SA一方程湍流模型，湍流模型的对流项离散格式为二阶Roe格式，时间推进采用LU-SGS策略。
预设数值计算方法还可以是其他方法，本申请对此不做限制。
在示例性实施例中，所述S140还包括子步骤S143。
子步骤S143：对于每个样本点，采用Pointwise软件通过脚本文件自动生成所述翼型100的结构网格，实现网格更新，并在所述翼型100的柯恩达型面200区域进行网格加密。
在本申请实施例中，网格可以用于预设数值计算方法，从而评估连接所述柯恩达型面200后的翼型100的气动性能。
在示例性实施例中，所述S140包括子步骤S144。
子步骤S144：对于每个样本点，为所述变量X赋值，得到相应的柯恩达型面200曲线，并将所述样本点对应的柯恩达型面200曲线转换为直角坐标系下的数据，并与所述翼型100主体连接。
在本申请实施例中，若设计翼型100主体时使用的是直角坐标系，则将柯恩达型面200与翼型100主体连接时，需要统一坐标系。
作为一种可选实施方式，设计翼型100主体时也可以使用极坐标系，但若设计翼型100主体建立的极坐标系，与设计柯恩达型面200时建立的极坐标系不同，则柯恩达型面200与翼型100主体连接时，也需要统一坐标系。
作为另一种可选实施方式，设计翼型100主体时也可以使用设计柯恩达型面200时建立的极坐标系，如此，可以直接将柯恩达型面200与翼型100主体连接，无需统一坐标系。
如图10所示，图10为优化前后的柯恩达型面曲线的对比示意图，图10中，实线示出的是优化前的初始型面300，虚线示出的是根据本申请的方法优化后的柯恩达型面200曲线，其中，横轴为x/c，纵轴为y/c，x、y分别为横纵坐标，c为翼型弦长。
如图11所示，图11为在优化前的初始型面300释放射流400的示意图，可以看出，射流400对初始型面300的附着能力较差。
如图12所示，图11为在优化后的柯恩达型面200释放射流400的示意图，可以看出，射流400对优化后的柯恩达型面200的附着能力较好。
本申请实施例提供的环量控制翼型100后缘柯恩达型面200设计方法，通过对柯恩达型面200进行优化设计，提升射流在柯恩达型面200上的附着效果，从而提升环量控制翼型100在高亚声速自由来流条件下的控制能力。并且，可以在保证柯恩达型面200设计精度较高的阶数下，减少变量数，既使设计精度较高又使计算量较小。以及，还可以提升环量控制翼型100在高亚声速自由来流条件下不同的控制能力，如飞机姿态控制能力、升力控制能力中的至少一种。

Claims (10)

1.一种环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述方法包括：
S110.以柯恩达型面曲线的第一端点和第二端点连线的中点为极点，以将所述极点作为起点且经过所述第一端点的射线为极径，建立极坐标系，所述第一端点和第二端点在所述极坐标系中固定，并建立所述柯恩达型面曲线在所述极坐标系中的形函数：
Figure 235591DEST_PATH_IMAGE001
，
且
Figure 674663DEST_PATH_IMAGE002
为所述柯恩达型面曲线上的点在所述极坐标系中极角为
Figure 967235DEST_PATH_IMAGE003
时的极径，
Figure 263087DEST_PATH_IMAGE004
，a为所述第一端点的极径值，
Figure 890377DEST_PATH_IMAGE005
为伯恩斯坦多项式，且
Figure 116828DEST_PATH_IMAGE006
，n为所述伯恩斯坦多项式的阶数，j为所述伯恩斯坦多项式的序号，
Figure 309912DEST_PATH_IMAGE007
为所述伯恩斯坦多项式的待定系数；
S120.根据所述第一端点的极径为固定值、所述第二端点的极径为固定值，获得
Figure 979928DEST_PATH_IMAGE008
为固定值1，以及
Figure 579668DEST_PATH_IMAGE009
为固定值1，并将所述形函数中的
Figure 360542DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 876974DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 717891DEST_PATH_IMAGE012
、
Figure 368708DEST_PATH_IMAGE013
、
Figure 687694DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure 58633DEST_PATH_IMAGE015
作为变量，设计变量
Figure 821184DEST_PATH_IMAGE016
，所述变量X的不同值对应不同的柯恩达型面曲线；
S130.在预设状态下，将目标气动性能参数达到预设最值时的形函数确定为最优解；
S140.采用预设优化算法对柯恩达型面曲线进行优化设计，输出形函数为最优解时的所述变量X的值，从而确定目标柯恩达型面曲线。
2.根据权利要求1所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述S120还包括：
根据所述柯恩达型面曲线在所述第一端点处的曲率相切，获得
Figure 441521DEST_PATH_IMAGE017
为固定值1，和/或：根据所述柯恩达型面曲线在所述第二端点处的曲率相切，获得
Figure 829777DEST_PATH_IMAGE015
为固定值1。
3.根据权利要求1至2任一所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述S120还包括：
设计所述变量X的下限范围
Figure 304489DEST_PATH_IMAGE018
，和所述变量X的上限范围
Figure 221630DEST_PATH_IMAGE019
，且所述变量X中的每个待定系数的值分别大于等于所述下限范围
Figure 798105DEST_PATH_IMAGE018
中对应的常数值，所述变量X中的每个待定系数的值分别小于等于所述上限范围
Figure 271942DEST_PATH_IMAGE020
中对应的常数值。
4.根据权利要求1所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述预设状态中，力矩参考点为前缘点。
5.根据权利要求1所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述目标气动性能参数为俯仰力矩系数绝对值或升力系数中的至少一种。
6.根据权利要求1所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述预设优化算法为NSGA-II全局优化算法。
7.根据权利要求1所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述S140，还包括：
在根据所述预设优化算法获取样本点时，对于每个样本点，为所述变量X赋值，得到相应的柯恩达型面曲线，并将所述柯恩达型面与翼型主体连接，采用预设数值计算方法评估连接所述柯恩达型面后的翼型的气动性能。
8.根据权利要求7所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述预设数值计算方法包括：
求解器基于雷诺平均Navier-Stokes方程，采用考虑旋转修正和可压缩性修正的SA（Spalart-Allmaras）一方程湍流模型，湍流模型的对流项离散格式为二阶Roe格式，时间推进采用LU-SGS策略。
9.根据权利要求7所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述S140还包括：
对于每个样本点，采用Pointwise软件通过脚本文件自动生成所述翼型的结构网格，实现网格更新，并在所述翼型的柯恩达型面区域进行网格加密。
10.根据权利要求7所述的环量控制翼型后缘柯恩达型面设计方法，其特征在于，所述S140包括：
对于每个样本点，为所述变量X赋值，得到相应的柯恩达型面曲线，并将所述样本点对应的柯恩达型面曲线转换为直角坐标系下的数据，并与所述翼型主体连接。
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Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010136357A2 (en) * 2009-05-25 2010-12-02 Chongqing University Airfoils and method for designing airfoils
CN104750948A (zh) * 2015-04-22 2015-07-01 北京理工大学 一种处理飞行器设计中多极值多约束问题的优化方法
CN106126791A (zh) * 2016-06-17 2016-11-16 北京航空航天大学 一种考虑几何不确定性的高超声速机翼气动力/热分析方法
US20170168385A1 (en) * 2015-12-15 2017-06-15 Taiwan Semiconductor Manufacturing Company, Ltd. Layout Hierachical Structure Defined in Polar Coordinate
CN206318014U (zh) * 2016-12-19 2017-07-11 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种机翼尾缘及具有其的飞翼式飞机
CN110110384A (zh) * 2019-04-12 2019-08-09 电子科技大学 一种基于浓度策略的非支配遗传算法在飞机翼形设计优化中的应用方法
EP3543108A1 (en) * 2018-03-22 2019-09-25 Facebook, Inc. Automatic airfoil and wing design based on dynamic modeling of structural and aerodynamic performance
WO2019194002A1 (ja) * 2018-04-06 2019-10-10 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 超音速機及びソニックブームの低減方法
CN110704944A (zh) * 2019-09-12 2020-01-17 北京航空航天大学 一种面向变弯度翼型的参数化建模方法
CN111563295A (zh) * 2020-04-24 2020-08-21 西北工业大学 一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法
CN111717381A (zh) * 2020-06-29 2020-09-29 西北工业大学 用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型及设计方法
CN111814246A (zh) * 2020-06-11 2020-10-23 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种基于生成对抗网络的翼型反设计方法
CN112572773A (zh) * 2020-12-17 2021-03-30 中国人民解放军国防科技大学 一种机翼增升装置及机翼增升方法
CN113378298A (zh) * 2021-06-16 2021-09-10 浙江大学 一种高超声速双锥类乘波滑翔飞行器及气动外形设计方法
WO2022007409A1 (zh) * 2020-07-08 2022-01-13 大连理工大学 一种基于图像特征学习的曲线加筋结构布局智能设计方法
CN113942651A (zh) * 2021-09-21 2022-01-18 西北工业大学 一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置
CN113987687A (zh) * 2021-11-09 2022-01-28 北京航空航天大学 一种涵道螺旋桨的设计方法
CN114564787A (zh) * 2022-01-24 2022-05-31 南京航空航天大学 用于目标相关翼型设计的贝叶斯优化方法、装置及存储介质

Patent Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010136357A2 (en) * 2009-05-25 2010-12-02 Chongqing University Airfoils and method for designing airfoils
CN104750948A (zh) * 2015-04-22 2015-07-01 北京理工大学 一种处理飞行器设计中多极值多约束问题的优化方法
US20170168385A1 (en) * 2015-12-15 2017-06-15 Taiwan Semiconductor Manufacturing Company, Ltd. Layout Hierachical Structure Defined in Polar Coordinate
CN106126791A (zh) * 2016-06-17 2016-11-16 北京航空航天大学 一种考虑几何不确定性的高超声速机翼气动力/热分析方法
CN206318014U (zh) * 2016-12-19 2017-07-11 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种机翼尾缘及具有其的飞翼式飞机
EP3543108A1 (en) * 2018-03-22 2019-09-25 Facebook, Inc. Automatic airfoil and wing design based on dynamic modeling of structural and aerodynamic performance
WO2019194002A1 (ja) * 2018-04-06 2019-10-10 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 超音速機及びソニックブームの低減方法
CN110110384A (zh) * 2019-04-12 2019-08-09 电子科技大学 一种基于浓度策略的非支配遗传算法在飞机翼形设计优化中的应用方法
CN110704944A (zh) * 2019-09-12 2020-01-17 北京航空航天大学 一种面向变弯度翼型的参数化建模方法
CN111563295A (zh) * 2020-04-24 2020-08-21 西北工业大学 一种可应用于翼身融合水下滑翔机外形设计的参数化方法
CN111814246A (zh) * 2020-06-11 2020-10-23 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种基于生成对抗网络的翼型反设计方法
CN111717381A (zh) * 2020-06-29 2020-09-29 西北工业大学 用于高速直升机旋翼桨根的非对称双钝头翼型及设计方法
WO2022007409A1 (zh) * 2020-07-08 2022-01-13 大连理工大学 一种基于图像特征学习的曲线加筋结构布局智能设计方法
CN112572773A (zh) * 2020-12-17 2021-03-30 中国人民解放军国防科技大学 一种机翼增升装置及机翼增升方法
CN113378298A (zh) * 2021-06-16 2021-09-10 浙江大学 一种高超声速双锥类乘波滑翔飞行器及气动外形设计方法
CN113942651A (zh) * 2021-09-21 2022-01-18 西北工业大学 一种saccon型飞行器的新型飞行控制装置
CN113987687A (zh) * 2021-11-09 2022-01-28 北京航空航天大学 一种涵道螺旋桨的设计方法
CN114564787A (zh) * 2022-01-24 2022-05-31 南京航空航天大学 用于目标相关翼型设计的贝叶斯优化方法、装置及存储介质

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
宋彦萍等: "环量控制翼型中柯恩达效应的数值模拟", 《工程热物理学报》 *
李鑫等: "高效低噪的二维翼型优化设计", 《振动与冲击》 *
汪军: "机翼上表面喷流偏转被动控制实验研究", 《实验流体力学》 *

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