[发明专利]一种自适应机翼翼型设计方法

说明书

技术领域

本发明属于机翼翼型设计技术领域，具体涉及一种自适应机翼翼型设计方法。

背景技术

机翼对飞机的飞行性能影响极大，与机体的结构和飞机的总体布置也有关系，在全面考虑机翼的参数选择问题时，重点是其剖面形状即翼型和其平面形状几何参数的选择。机翼翼型以及其在机翼上的配置情况，对气动特性影响极大，显然，只有选用良好的翼型并进行正确的配置，才可能保证机翼具有良好的气动特性。

在目前的机翼翼型设计过程中，翼型形状通常是根据某一特定飞行状态、飞行环境优化得到的，在满足该状态飞行器性能最优的前提下，通过舵面、增升装置等辅助机构，实现该翼型在其他典型状态下的使用需求，这就意味着飞行器在非设计点使用时性能有所损失。由于上述传统翼型设计方法的局限性以及人们对飞行器性能、经济性等的要求也是越来越提高，在上世纪八十年代，美国学者提出任务自适应概念，成为解决上述矛盾的一个重要研究方向。所谓自适应机翼翼型就是通过改变原始翼型几何特征，如弯度，以此来满足机翼在不同工况下设计要求。

从目前国内关于自适应机翼翼型的公开专利来看，部分工作专注于开发变形驱动技术，在其设计过程中仅能以原始机翼翼型及其采用的驱动技术为约束，而没有合理的能够满足气动特性要求的自适应机翼翼型作为校核指标，因而设计较为盲目；也有部分文献开展自适应机翼翼型气动特性设计，但其方案仍采用传统翼型优化手段，仅考虑翼型改变后的气动特性指标，设计过程未能提出合理的约束，使得设计出来的翼型在工程上并不实用。如果简单的将上述两方面工作结合以弥补各自不足，那么整个设计流程效率较低并不适用。

发明内容

针对现有技术的问题，本发明提供了一种自适应机翼翼型设计方法，该方法以翼型期望的气动特性作为设计目标，建立起自适应机翼翼型同原始翼型的约束关系，且能为变形驱动技术设计提供合理的目标翼型，提高了工程可实现性。

为了达到上述的目的，本发明所采用的技术方案是：

一种自适应机翼翼型设计方法，该方法包括以下步骤：

步骤1：选择初始翼型，采用CST参数化方法获得初始翼型的参数化描述；

步骤2：确定局部变形的优化设计变量，将影响弯度部分的主要权重系数作为优化变量；

步骤3：选择优化算法初始化种群；

步骤4：将初始种群进行处理，以在升力系数C_L＝0.9时实现升阻比最大、前缘弯度改变后的最大弯曲应力最小时为优化目标，以前缘变弯后不产生轴向应力为约束对种群进行占优排序；

步骤5：判断优化目标是否满足终止条件：

若优化目标满足终止条件，则结束优化过程，并输出优化的新翼型结果；

若优化目标不满足终止条件，则对初始种群进行修改，并回到步骤3。

进一步的是，采用CST参数化方法对初始翼型进行参数化描述，该方法具有良好的形状控制能力，同时隐含连续性约束，能够保证在翼型上下型线变形后依然能够实现二阶导数连续，该翼型型线数据点参数化定义如下：

其中y表示翼型数据点纵坐标，x翼型数据点横坐标，c为翼型弦长，z_le为前缘纵坐标，z_te尾缘纵坐标，的公式如下：

在描述翼型时，N₁和N₂为常量，的具体公式如下：

其中b_i为控制点权重，通过z_le可以调整前缘位置，通过b_i可以调整曲线形状。

进一步的是，确定局部变形的优化设计变量并进行初始化种群的方法如下：

由步骤1可知，该方法的可变参数为(z_le,z_te,b_0low,...,b_nlow,b_0up,...,b_nup)，下标up和low分别代表翼型上下型线，在众多可变参数中，z_te可由翼型尾缘数据确定；b_0low，b_0up可以合并用前缘半径R_le代替，b_0low，b_0up合并后可以保证前缘曲率半径连续。在其余控制点权重参数中，可以根据可变弯度部分在翼型中的占比(A)确定下述权重为待优化变量：