CN115618499A - 一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法 - Google Patents

Abstract

一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，属于飞行器气动外形设计领域。本发明针对大后掠小展弦比薄机翼的翼型多目标优化结果在三维使用环境下亚声速状态阻力变差的问题，提出在通用的优化设计方法基础之上，对翼型前缘附近上表面高度进行约束，设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的4％～10％，选择1～2个弦向位置进行高度约束，约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度。本发明能够有效的抑制三维环境下使用状态的机翼前缘分离。进而在实现机翼超声速减阻、提高阻力发散马赫数的情况下，亚声速状态的阻力性能也得以保证，用于超声速运输机、战斗机、无人机的机翼气动设计。

Description

一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法

技术领域

本发明属于飞行器气动外形设计领域，具体涉及一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法。

背景技术

减阻是提高飞行器航程航时、或提高经济性的最有效措施。超声速飞行器执行任务中所跨速域范围较大，在设计中需要兼顾亚声速低阻、超声速低阻、高阻力发散马赫数等方面性能。为降低激波阻力，超声速飞行器普遍使用大后掠中小展弦比的机翼平面形状。这导致机翼表面三维流动显著，各翼型剖面的流动环境与二维环境下完全不同，且往往表现出二维环境下优异的气动性能在三维环境下显著变差的特征。最典型的表现就是亚声速条件下机翼阻力的显著增加。由于以上原因导致在超声速飞行器设计中较少进行二维翼型优化设计，而更多的通过选择已有经典翼型完成方案设计，影响型号性能进一步精细化提升。

随着优化设计技术的发展，直接开展三维机翼优化的技术已经趋于成熟，但三维优化带来的问题是设计参数的大幅增加导致优化计算量的激增。飞行器设计是多个专业的相互协调、迭代的过程，在飞行器设计过程中机翼外形方案需要根据实际需求进行多个轮次的改进完善，高性能翼型和有效的翼型优化方法在未来一段时间中仍将在工程设计中占据重要地位。尤其是当前飞行器性能普遍较高、气动性能进一步提升空间相对较小情况下，薄翼型的设计和优化技术显得更为重要。

发明内容

本发明要解决的问题是针对大后掠小展弦比薄机翼的翼型多目标优化结果在三维使用环境下亚声速状态阻力变差的问题，提出一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法。

为实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，在通用的优化设计方法基础之上，对翼型前缘附近上表面高度进行约束，设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的4％～10％，选择1～2个弦向位置进行高度约束，约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度。

进一步的，弦向位置在后的前缘上表面的高度大于弦向位置在前的前缘上表面的高度。

进一步的，设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的5％～10％。

进一步的，设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的4％～8％。

进一步的，优化设计方法采用遗传方法、粒子群方法、基于代理模型的优化方法中的一种。

进一步的，所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法基于ARI_OPT软件实现。

进一步的，基于代理模型的优化方法的具体实现方法包括如下步骤：

S1、选择NACA64A204翼型为原始翼型进行优化设计；

S2、对翼型上下表面坐标进行参数化描述，基于Hicks-Henne形函数进行翼型参数化优化设计，计算公式为：

其中，y_us.basic为原始翼型上表面函数，y_us为优化后翼型上表面函数，y_ls.basic为原始翼型下表面函数，y_ls为优化后翼型下表面函数，f_i为扰动函数，a_i为优化后翼型上表面函数对应系数，b_i为优化后翼型下表面函数对应系数，a_i和b_i为翼型优化过程的设计变量；

S3、优化过程中的动网格基于径向基函数方法实现，径向基函数的计算公式为：

其中，F(r)是插值函数，||r-r_i||是矢量r到r_i的距离，

是径向基函数相对应的权重系数；

S4、设置代理模型为Kring模型，针对优化目的设置优化条件，然后转化至二维翼型后，得到的数学表达式为：

其中，

为马赫数1.66、升力系数0.175状态下的阻力，

为马赫数0.8、升力系数0.44状态下的阻力，

为马赫数0.82、升力系数0.44状态下的阻力；

S5、设定优化过程中的最大厚度约束和各个状态下力矩约束，得到的数学表达式为：

其中，T_{h_max}为优化后翼型的最大厚度，

为原始翼型最大厚度，|C_m|Ma＝1.66|为优化后翼型在超声速条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝1.66|为原始翼型在超声速条件的俯仰力矩，|C_m|Ma＝0.8|为优化后翼型在高亚声速0.8条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝0.8|为原始翼型在高亚声速0.8条件的俯仰力矩，|C_m|Ma＝0.82|为优化后翼型在高亚声速0.82条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝0.82|为原始翼型在高亚声速0.82条件的俯仰力矩；

S6、选择弦向位置范围为弦长的4％～10％的位置为翼型前缘附近上表面的高度约束位置，测量位置上表面高度，设置约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度，进行所述的一种大后掠小展弦比机翼的二维翼型优化设计。

本发明的有益效果为：

本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，能够有效的抑制三维环境下使用状态的机翼前缘分离来控制亚声速状态阻力，并通过前缘附近下翼面的参数变化降低超声速阻力。进而在实现机翼超声速减阻、提高阻力发散马赫数的情况下，亚声速状态的阻力性能也得以保证。

本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，核心为翼型前缘附近上表面高度控制。由于亚声速和超声速流动的减阻机理存在很大差异，兼顾超声速环境减阻的优化设计方案往往存在前缘变薄的特征，以此降低激波阻力。针对亚声速状态下三维环境阻力变差问题开展大量机理分析后认为，兼顾超声速优化前缘变薄带来的前缘附近上表面高度降低导致亚声速条件前缘抗分离能力变弱，在显著的三维流动环境下前缘易分离而带来机翼阻力增加。而在优化过程中控制前缘上翼面高度、通过下翼面外形变化减小前缘厚度可以在减小超声速阻力的情况下使翼型的亚声速性能得以保持。进而在三维环境下抗分离能力增强，三维气动性能得以保障。

本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，在高亚声速三维机翼升力系数C_L≥0.2状态下效果明显，而该升力系数范围是超声速飞行器在亚声速环境下飞行的必要范围。

本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，约束条件增加方便，可直接添加到优化设计流程当中且无需改变优化设计整体框架，可适用于所有优化算法。

本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，相比三维优化大幅度降低了对计算资源的需求，节约资源90％以上。

本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，兼顾亚声速和超声速使用环境的多目标优化翼型，在三维条件下可获得满意性能。

本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，优化翼型可用于各种军民用超声速飞行器气动设计，具有良好的普适性，可用于超声速运输机、战斗机、无人机的机翼气动设计。

附图说明

图1为本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法的弦向范围示意图；

图2为本发明所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法的优化前后的对比示意图；

其中2为优化前翼型前缘附近上表面高度，3为优化后的翼型前缘附近上表面高度。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施方式，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方式仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，即所描述的具体实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的具体实施方式。通常在此处附图中描述和展示的本发明具体实施方式的组件可以以各种不同的配置来布置和设计，本发明还可以具有其他实施方式。

因此，以下对在附图中提供的本发明的具体实施方式的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定具体实施方式。基于本发明的具体实施方式，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他具体实施方式，都属于本发明保护的范围。

为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下具体实施方式，并配合附图详细说明如下：

具体实施方式一：

一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，在通用的优化设计方法基础之上，对翼型前缘附近上表面高度进行约束，设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的5％～10％，选择1～2个弦向位置进行高度约束，约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度。

进一步的，弦向位置在后的前缘上表面的高度大于弦向位置在前的前缘上表面的高度。

进一步的，优化设计方法采用遗传方法、粒子群方法、基于代理模型的优化方法中的一种。

进一步的，所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法基于ARI_OPT软件实现。

进一步的，基于代理模型的优化方法的具体实现方法包括如下步骤：

S1、选择NACA64A204翼型为原始翼型进行优化设计；

S2、对翼型上下表面坐标进行参数化描述，基于Hicks-Henne形函数进行翼型参数化优化设计，计算公式为：

其中，y_us.basic为原始翼型上表面函数，y_us为优化后翼型上表面函数，y_ls.basic为原始翼型下表面函数，y_ls为优化后翼型下表面函数，f_i为扰动函数，a_i为优化后翼型上表面函数对应系数，b_i为优化后翼型下表面函数对应系数，a_i和b_i为翼型优化过程的设计变量；

S3、优化过程中的动网格基于径向基函数方法实现，径向基函数的计算公式为：

其中，F(r)是插值函数，||r-r_i||是矢量r到r_i的距离，

是径向基函数相对应的权重系数；

S4、设置代理模型为Kring模型，针对优化目的设置优化条件，然后转化至二维翼型后，得到的数学表达式为：

其中，

为马赫数1.66、升力系数0.175状态下的阻力，

为马赫数0.8、升力系数0.44状态下的阻力，

为马赫数0.82、升力系数0.44状态下的阻力；

S5、设定优化过程中的最大厚度约束和各个状态下力矩约束，得到的数学表达式为：

其中，T_{h_max}为优化后翼型的最大厚度，

为原始翼型最大厚度，|C_m|Ma＝1.66|为优化后翼型在超声速条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝1.66|为原始翼型在超声速条件的俯仰力矩，|C_m|Ma＝0.8|为优化后翼型在高亚声速0.8条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝0.8|为原始翼型在高亚声速0.8条件的俯仰力矩，|C_m|Ma＝0.82|为优化后翼型在高亚声速0.82条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝0.82|为原始翼型在高亚声速0.82条件的俯仰力矩；

S6、选择弦向位置范围为翼型前缘附近上表面的高度约束位置，测量位置上表面高度，设置约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度，进行所述的一种大后掠小展弦比机翼的二维翼型优化设计；

进一步的，优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度的约束表达式为：

y-y0>0

其中，y0原始翼型的前缘上表面的高度，y为优化后翼型的前缘上表面的高度；

进一步的，选择两个弦向位置点x1、x2进行优化设计时，x1相对于x2为弦向在前的位置，x1位置翼型上表面高度为y1，x2位置翼型上表面高度为y2，则优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度的约束表达式为：

y_x＝x1≥y1

y_x＝x2≥y2

y_x＝x1>y_x＝x2

其中，y_x＝x1为x1位置优化后翼型的前缘上表面的高度，y_x＝x2为x2位置优化后翼型的前缘上表面的高度。

本实施方式所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，通过高度的约束，保持或提高翼型前缘附近上表面流动速度，进而减弱三维横向流动分量，抑制前缘分离；设置该位置弦长范围翼型上翼面的纵向坐标不小于原始翼型在响应位置的纵向坐标值，优化中将不符合约束的样本自动筛除；在该弦长范围内，选择1～2个弦向位置进行高度约束，即可满足设计需求。

具体实施方式二：

一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，在通用的优化设计方法基础之上，对翼型前缘附近上表面高度进行约束，设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的4％～8％，选择1～2个弦向位置进行高度约束，约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度。

进一步的，弦向位置在后的前缘上表面的高度大于弦向位置在前的前缘上表面的高度。

进一步的，优化设计方法采用遗传方法、粒子群方法、基于代理模型的优化方法中的一种。

进一步的，所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法基于ARI_OPT软件实现。

进一步的，基于代理模型的优化方法的具体实现方法包括如下步骤：

S1、选择NACA64A204翼型为原始翼型进行优化设计；

S2、基于Hicks-Henne形函数进行翼型参数化优化设计，计算公式为：

其中，y_us.basic为原始翼型上表面函数，y_us为优化后翼型上表面函数，y_ls.basic为原始翼型下表面函数，y_ls为优化后翼型下表面函数，f_i为扰动函数，a_i为优化后翼型上表面函数对应系数，b_i为优化后翼型下表面函数对应系数，a_i和b_i为翼型优化过程的设计变量；

S3、优化过程中的动网格基于径向基函数方法实现，径向基函数的计算公式为：

其中，F(r)是插值函数，||r-r_i||是矢量r到r_i的距离，

是径向基函数相对应的权重系数；

S4、设置代理模型为Kring模型，针对优化目的设置优化条件，然后转化至二维翼型后，得到的数学表达式为：

其中，

为马赫数1.66、升力系数0.175状态下的阻力，

为马赫数0.8、升力系数0.44状态下的阻力，

为马赫数0.82、升力系数0.44状态下的阻力；

S5、设定优化过程中的最大厚度约束和各个状态下力矩约束，得到的数学表达式为：

其中，T_{h_max}为优化后翼型的最大厚度，

为原始翼型最大厚度，|C_m|Ma＝1.66|为优化后翼型在超声速条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝1.66|为原始翼型在超声速条件的俯仰力矩，|C_m|Ma＝0.8|为优化后翼型在高亚声速0.8条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝0.8|为原始翼型在高亚声速0.8条件的俯仰力矩，|C_m|Ma＝0.82|为优化后翼型在高亚声速0.82条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝0.82|为原始翼型在高亚声速0.82条件的俯仰力矩；

S6、选择弦向位置范围为翼型前缘附近上表面的高度约束位置，测量位置上表面高度，设置约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度，进行所述的一种大后掠小展弦比机翼的二维翼型优化设计；

进一步的，优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度的计算表达式为：

y/y0>1

其中，y0原始翼型的前缘上表面的高度，y为优化后翼型的前缘上表面的高度；

进一步的，选择两个弦向位置点x1、x2进行优化设计时，x1相对于x2为弦向在前的位置，x1位置翼型上表面高度为y1，x2位置翼型上表面高度为y2，则优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度的约束表达式为：

y_x＝x1≥y1

y_x＝x2≥y2

y_x＝x1>y_x＝x2

其中，y_x＝x1为x1位置优化后翼型的前缘上表面的高度，y_x＝x2为x2位置优化后翼型的前缘上表面的高度。

对比未使用本发明方法优化获得的翼型OPT1、OPT2和使用本方法优化获得的翼型OPT3和OPT4。几个翼型在二维状态下阻力相当，但在50°后掠的小展弦比机翼三维环境下进行验证显示如表1所示。表中亚、超声速减阻对应值为相对原始翼型的阻力降低值，减阻为正；阻力发散马赫数相对原始翼型的增量中，发散马赫数提高为正。可以看出，通过应用本发明方法后，优化翼型在三维环境下亚声速阻力性能明显改善。

表1有无应用本发明的翼型在三维环境下效果对比

状态	原始翼型	OPT1	OPT2	OPT3	OPT4
						亚声速减阻	0	-8	-5	+6	-1
超声速减阻	0	+16	+19	+17	+7
						阻力发散马赫数提高	0	+0.02	+0.02	+0.02	+0.04

需要说明的是，术语“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“包括一个……”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。

虽然在上文中已经参考具体实施方式对本申请进行了描述，然而在不脱离本申请的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，本申请所披露的具体实施方式中的各项特征均可通过任意方式相互结合起来使用，在本说明书中未对这些组合的情况进行穷举性的描述仅仅是出于省略篇幅和节约资源的考虑。因此，本申请并不局限于文中公开的特定具体实施方式，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

Claims (7)

1.一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，其特征在于：在通用的优化设计方法基础之上，对翼型前缘附近上表面高度进行约束，设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的4％～10％，选择1～2个弦向位置进行高度约束，约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度。

2.根据权利要求1所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，其特征在于：弦向位置在后的前缘上表面的高度大于弦向位置在前的前缘上表面的高度。

3.根据权利要求2所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，其特征在于：设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的5％～10％。

4.根据权利要求2所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，其特征在于：设置翼型前缘附近上表面的高度约束的弦向位置范围为弦长的4％～8％。

5.根据权利要求3或4所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，其特征在于：优化设计方法采用遗传方法、粒子群方法、基于代理模型的优化方法中的一种。

6.根据权利要求5所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，其特征在于：所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法基于ARI_OPT软件实现。

7.根据权利要求6所述的一种考虑三维影响的宽速域薄翼型多目标优化设计方法，其特征在于：基于代理模型的优化方法的具体实现方法包括如下步骤：

S1、选择原始翼型进行优化设计；

S2、对翼型上下表面坐标进行参数化描述，基于Hicks-Henne形函数进行翼型参数化优化设计，计算公式为：

其中，y_us.basic为原始翼型上表面函数，y_us为优化后翼型上表面函数，y_ls.basic为原始翼型下表面函数，y_ls为优化后翼型下表面函数，f_i为扰动函数，a_i为优化后翼型上表面函数对应系数，b_i为优化后翼型下表面函数对应系数，a_i和b_i为翼型优化过程的设计变量；

S3、优化过程中的动网格基于径向基函数方法实现，径向基函数的计算公式为：

其中，F(r)是插值函数，||r-r_i||是矢量r到r_i的距离，

是径向基函数相对应的权重系数；

S4、设置代理模型为Kring模型，针对优化目的设置优化条件，然后转化至二维翼型后，得到的数学表达式为：

其中，

为马赫数1.66、升力系数0.175状态下的阻力，

为马赫数0.8、升力系数0.44状态下的阻力，

为马赫数0.82、升力系数0.44状态下的阻力；

S5、设定优化过程中的最大厚度约束和各个状态下力矩约束，得到的数学表达式为：

其中，T_{h_max}为优化后翼型的最大厚度，

为原始翼型最大厚度，|C_m|Ma＝1.66|为优化后翼型在超声速条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝1.66|为原始翼型在超声速条件的俯仰力矩，|C_m|Ma＝0.8|为优化后翼型在高亚声速0.8条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝0.8|为原始翼型在高亚声速0.8条件的俯仰力矩，|C_m|Ma＝0.82|为优化后翼型在高亚声速0.82条件的俯仰力矩，|C_m0|Ma＝0.82|为原始翼型在高亚声速0.82条件的俯仰力矩；

S6、选择弦向位置范围为弦长的4％～10％的位置为翼型前缘附近上表面的高度约束位置，测量位置上表面高度，设置约束条件为优化后翼型的前缘上表面的高度不低于原始翼型的前缘上表面的高度，进行所述的一种大后掠小展弦比机翼的二维翼型优化设计。

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