[发明专利]一种自动提供优化的合成射流参数的方法

说明书

技术领域

本发明属于航空航天领域，具体涉及一种自动为加合成射流的翼型提供优化的合成射流参数的方法。 

背景技术

周期性吹吸气主动控制技术(合成射流技术)能够通过局部吹吸，来改变附面层流动，以及翼型整体的流动结构，从而改善翼型的气动性能，该技术对气动性能的控制效率与参数组合(频率、速度、角度)有非常密切的关系。但是由于合成射流控制参数与控制效果之间关系的复杂性，如果仅仅靠手动试验的尝试方法来寻找控制效率较高的参数组合方案是很困难且非常耗时的事情，寻找到较好的方案的概率也比较低，成功与否很大程度上依靠经验和运气。某些参数组合不仅没有提升气动性能的作用，而且会产生反面效果，破坏气动力性能，这种参数组合对合成射流控制效果的发挥有误导作用，更加影响了参数组合的寻优过程。 

下面以具体的例子来加以说明： 

选择NACA0015翼型作为数值试验翼型。计算来流攻角a＝20°下的未加合成射流的基本翼型和加合成射流翼型的绕流流场。试验所选翼型的弦长C＝0.5m，来流风速U_∞＝26.0m/s，基于弦长的雷诺数约为Re＝8.9×10⁵。如图1所示为基本翼型的流线图。 

加了合成射流时的情况，孔口位置合成射流的相关参数为：频率N_jet＝10赫兹，射流最大速度U_jet＝U_∞＝26.0m/s，喷口方向角度α_jet＝10°，即 方向单位矢量 在X轴和Y轴上的分量分别为Cos10°和Sin10°，t为时间，单位为秒，T₀为一个波动周期。20°攻角时基本翼型和加合成射流翼型的升力系数变化如图2所示，图2中横坐标表示时间，单位是秒，纵坐标表示升力系数Cl，阻力系数变化如图3所示，图3的横坐标表示时间，单位是秒，纵坐标表示阻力系数Cd。由图2和图3可以看出，加合成射流之后，平均升力系数增大，平均阻力系数减小。加合成射流翼型一个周期内的绕流流场如图4所示，涡的尺寸变小。 

表1加合成射流翼型和基本翼型分离点位置比较(攻角20°，弦长C＝0.5m) 

对于合成射流的控制方案的选择，也就是在N_jet、U_jet、α_jet的组合中，三者具体数值大小的确定，不同的人根据自己的经验，需求或其它原则，会有不同的选择结果。然而不同的控制方案的控制效果却很不相同。首先看下面20°攻角时的一些参数组合方案的升阻力系数比较表格： 

表2合成射流不同参数组合方案的控制结果 

由表2可以得出：(1)气动力系数随方案中参数的变化而有很大不同，三个参数中任意改变一个即可得到相当不同的结果；(2)加了合成射流之后的气动性能不一定就优于基本翼型，如表2中加粗的斜体方案值所示，其平均升力系数比基本翼型还小，平均阻力系数也比基本翼型大，不仅没有起到优化气动性能的作用，反而有破坏效果。 

所以，为合成射流提供一种自动的、智能的优化方法，耦合气动求解器，来提供高效的参数组合方案是有必要的。 

发明内容

本发明的目的是为了解决目前缺乏自动为合成射流提供高效的参数组合方案，避免人为设定不合理的合成射流参数的问题，提出一种自动提供优化的合成射流参数的方法。 

一种自动提供优化的合成射流参数的方法，具体包括如下步骤： 

步骤1：为控制参数赋初值，采用多岛遗传算法进行迭代计算，所述的控制参数包括三 个：射流最大速度U_jet、频率N_jet和喷口方向角度α_jet； 

步骤2：判断多岛遗传算法的结果是否收敛，若否，执行步骤3，若是，执行步骤4； 

步骤3：将控制参数输入优化模型，输出翼型当前的最大平均升力系数以及该升力系数所对应的三个控制参数，然后转步骤1执行； 

步骤4：对多岛遗传算法得到的结果的收敛范围中的控制参数采用序列二次规划法处理；

步骤5：判断序列二次规划法是否收敛，若否，执行步骤6，若是，则输出所记录的三个控制参数，结束本方法； 

步骤6：将控制参数的数值输入优化模型，输出翼型的平均升力系数，然后转步骤4执行。 

所述的优化模型输出的数学表达式如下： 

目标函数：Maximize Cl_ave；