一種大型民機機翼變彎度設計方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種大型民機機翼設計方法，特別涉及一種大型民機機翼變彎度設計方法。
【背景技術】
[0002]大型民機通常采用階梯巡航的方式，其巡航升力系數(shù)是在一定范圍內(nèi)變化的。此夕卜，由于受到航路管制、大氣環(huán)境的影響，飛機也并非嚴格按照設計巡航狀態(tài)飛行。上述因素使得大型民機常會出現(xiàn)馬赫數(shù)和升力系數(shù)偏離設計點的情況。大型民用飛機最重要的一個設計指標就是巡航升阻比。在氣動設計中，對于固定巡航構(gòu)型的飛機，雖然可以通過采用多點多目標優(yōu)化設計一定程度上兼顧非設計點的升阻比性能，但受構(gòu)型本身固定的限制，偏離巡航點后的升阻比并不是最優(yōu)的?；谏鲜鲈?，能夠根據(jù)飛行工況來改變構(gòu)型的機翼變彎度技術成為研究的熱點。
[0003]變彎度機翼技術關鍵的問題是如何獲得不同設計工況下的最優(yōu)彎度，即不同升力系數(shù)、巡航馬赫數(shù)。從公開文獻的方法看，目前解決上述問題的方法基本是基于風洞試驗插值、經(jīng)驗公式或者通過試飛獲得。其中，風洞試驗插值方法周期長，風洞試驗工況有限，且對于非線性問題插值易丟失精度；經(jīng)驗公式對于存在激波流動現(xiàn)象的超臨界機翼變彎度問題，精度較差；試飛方法雖然結(jié)果最可靠，但周期長且花費大，由于試飛時機翼構(gòu)型及變彎度機構(gòu)已固定，后續(xù)技術修改的難度較大。綜合上述問題，對于具有氣動非線性的超臨界機翼的大型民機而言，缺少一種快速預測最優(yōu)機翼彎度且能較好滿足精度要求的設計方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明要解決的技術問題:提供一種能夠快速、準確確定大型民機機翼變彎度的方法。
[0005]本發(fā)明的技術方案:所述的方法主要通過在給定的初始外形和飛行條件下，建立一組變彎度舵偏樣本，并分析舵偏樣本對應飛行條件的氣動性能，構(gòu)建代理模型，通過對代理模型的優(yōu)化，得出給定工況下的最佳舵偏。
[0006]作為本技術方案的一種改進，所述的方法包括如下步驟:
[0007]步驟一，確定機翼的剖面形狀、平面形狀參數(shù)和舵面基本參數(shù)以及設計升力系數(shù)和馬赫數(shù)范圍；
[0008]步驟二，在彎度變化范圍給定一組均布的彎度舵偏樣本，并分析上述舵偏樣本對應不同馬赫數(shù)、升力系數(shù)的氣動性能；
[0009]步驟三，構(gòu)建代理模型，通過模型獲取后緣彎度與氣動特性之間的代理關系；
[0010]步驟四，對所構(gòu)建的代理模型進行優(yōu)化，求出給定工況下的最佳舵偏；
[0011]步驟五，對優(yōu)化得到的最優(yōu)舵偏進行校核，檢驗其是否滿足精度要求，如滿足則輸出最佳舵偏，如不滿足則對舵偏樣本分布進行加密并更新代理模型重新優(yōu)化。
[0012]作為本技術方案的一種改進，彎度舵偏樣本的數(shù)量可根據(jù)機翼氣動性能的非線性程度確定，非線性越高所需樣本數(shù)量越多。
[0013]作為本技術方案的一種改進，彎度舵偏樣本的間隔為0.25° -1°舵偏。
[0014]作為本技術方案的一種改進，所選用的代理模型為Kriging代理模型。
[0015]作為本技術方案的一種改進，采用CFD對彎度舵偏樣本進行分析，得出舵偏樣本對應不同馬赫數(shù)、升力系數(shù)的氣動性能。
[0016]作為本技術方案的一種改進，采用遺傳算法對所構(gòu)建的代理模型進行優(yōu)化。
[0017]本發(fā)明的有益效果:1、不同于其它方法，本方法通過構(gòu)建機翼彎度與氣動性能之間關系的代理模型，來實現(xiàn)機翼最佳彎度的快速求解，采用本方法的設計周期短；
[0018]2、相比經(jīng)驗公式計算或者風洞試驗插值，基于Kriging模型的機翼變彎度代理模型能夠更好的反映非線性氣動問題，驗證結(jié)果表明該模型具有較好的分析精度，能夠滿足機翼變彎度設計需求。
[0019]3、通過構(gòu)建代理模型即可在設計工況的給定范圍內(nèi)，預測所有機翼彎度的氣動性能，進而能夠更全面的分析機翼彎度與氣動性能之間的規(guī)律。
[0020]4、代理模型是基于機翼變彎度樣本的CFD分析結(jié)果基礎上構(gòu)建，相對風洞試驗和試飛設計花費較少。
【附圖說明】
[0021]圖1為本發(fā)明的流程框圖；
[0022]圖2為后緣變彎度的超臨界翼型；
[0023]圖3為最優(yōu)彎度翼型與原始翼型壓力分布的比較；
[0024]圖4為翼型最優(yōu)彎度隨馬赫數(shù)的非線性變化；
[0025]圖5為不同馬赫數(shù)下最優(yōu)彎度翼型與原始翼型壓力分布的比較；
[0026]圖6為不同升力系數(shù)下的翼型后緣彎度最優(yōu)解；
[0027]圖7為不同馬赫數(shù)下的翼型后緣彎度最優(yōu)解。
【具體實施方式】
[0028]下面結(jié)合附圖對本技術方案做進一步詳細說明。
[0029]所述的方法主要通過在給定的初始外形和飛行條件下，建立一組變彎度舵偏樣本，并分析舵偏樣本對應飛行條件的氣動性能，構(gòu)建代理模型，通過對代理模型的優(yōu)化，得出給定工況下的最佳舵偏。
[0030]基于代理模型的大型民機機翼/翼型變彎度設計的流程見圖1:①確定機翼的剖面形狀、平面形狀參數(shù)和舵面基本參數(shù)以及設計升力系數(shù)和馬赫數(shù)范圍；②給定一組在彎度變化范圍內(nèi)均布的彎度舵偏樣本，變彎度機翼/翼型所需舵偏范圍較小，樣本數(shù)量可根據(jù)機翼氣動性能的非線性程度確定，非線性越高所需樣本點越多，初步建議樣本間隔取0.25° -1°舵偏，并利用計算流體力學CFD分析上述舵偏樣本對應不同馬赫數(shù)、升力系數(shù)的氣動性能構(gòu)建代理模型，這里采用Kriging代理模型，通過模型獲取后緣彎度與氣動特性之間的代理關系，用于后續(xù)優(yōu)化替代直接的CFD分析以舵偏△ deflect1n為設計變量，阻力系數(shù)Cd為目標函數(shù)，飛行速度Ma和升力系數(shù)C:為約束條件，采用遺傳算法對所構(gòu)建的代理模型進行優(yōu)化，求出給定工況下的最佳舵偏對優(yōu)化得到的最優(yōu)舵偏進行CFD校核，檢驗其是否滿足精度要求，如滿足則輸出最佳舵偏，如不滿足則對舵偏樣本分布進行加密并更新代理模型重新優(yōu)化。正確構(gòu)建的機翼/翼型變彎度代理模型，能夠在求解最佳彎度過程中具有較高的精度，即精度接近CFD分析結(jié)果，同時計算量很小，一般求解時間在數(shù)秒以內(nèi)，從而提高了變彎度設計優(yōu)化效率。此外，代理模型一旦構(gòu)建完成后，便可快速獲取給定機翼/翼型彎度下的氣動性能，無需進行復雜的CFD計算。
[0031]本方法在構(gòu)建代理模型過程中，采用了 Kriging代理模型。Kriging模型作為估計方差最小的無偏估計模型，具有