本發(fā)明涉及機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種機(jī)翼翼型選配設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

工業(yè)界普遍的機(jī)翼翼型選配都是先根據(jù)升阻特性、力矩特性要求從翼形庫(kù)中選擇匹配度較高的翼型，然后對(duì)選定平面幾何參數(shù)的機(jī)翼選配翼型并定義幾組幾何扭轉(zhuǎn)等翼型的相關(guān)參數(shù)，對(duì)其進(jìn)行氣動(dòng)特性分析，若氣動(dòng)特性分析滿足要求則開展下一步優(yōu)化設(shè)計(jì)，若不滿足則重新對(duì)選定平面幾何參數(shù)的機(jī)翼選配翼型，再定義幾何扭轉(zhuǎn)等翼型的相關(guān)參數(shù)并對(duì)其進(jìn)行氣動(dòng)特性分析，直到氣動(dòng)特性分析滿足要求。

由于主要分析集中在翼型的設(shè)計(jì)分析，以上方法簡(jiǎn)稱2D機(jī)翼設(shè)計(jì)。早期低速飛機(jī)的翼型基本決定了機(jī)翼的氣動(dòng)特點(diǎn)，通過(guò)人工迭代的翼型選配設(shè)計(jì)可以滿足研制進(jìn)度要求。但隨著氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)的精細(xì)化發(fā)展，分析手段的不斷提高，具備小展弦比、大后掠角等特征機(jī)翼的大量使用，翼型與全機(jī)氣動(dòng)特性并不充分對(duì)應(yīng)，采用原始方法要找到非常匹配的翼型比較困難，且工作效率較低。

為解決以上問(wèn)題，越來(lái)越多學(xué)術(shù)界研究集中到3D機(jī)翼設(shè)計(jì)，即將機(jī)翼作為一個(gè)整體型面進(jìn)行3維的分析和優(yōu)化。顯然，這種方法對(duì)仿真能力、數(shù)據(jù)處理能力以及優(yōu)化方法等各個(gè)方面要求均較高，在參數(shù)變化較大的飛機(jī)概念、初步設(shè)計(jì)階段并不適合，尤其是在機(jī)翼翼型選配設(shè)計(jì)時(shí)產(chǎn)生的設(shè)計(jì)點(diǎn)偏移問(wèn)題，雖然獲得了最大升阻比，但與使用點(diǎn)的升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的升阻比卻不一定是最大升阻比。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為克服上述現(xiàn)有技術(shù)存在的至少一種缺陷，本發(fā)明提供了一種機(jī)翼翼型選配設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟：

步驟一，選定一組機(jī)翼參數(shù){X₀，X₁，X₂，X₃，…}₁,并建立該組機(jī)翼參數(shù)的參數(shù)化機(jī)翼氣動(dòng)分析模型，選取第一迎角α₁和第二迎角α₂，計(jì)算α₁對(duì)應(yīng)的第一升力系數(shù)C_L1和第一力矩系數(shù)C_M1，計(jì)算α₂對(duì)應(yīng)的第二升力系數(shù)C_L2和第二力矩系數(shù)C_M2；

步驟二，根據(jù)預(yù)先給定的CL設(shè)通過(guò)公式(1)計(jì)算與C_L設(shè)對(duì)應(yīng)的第三迎角α₃，CL設(shè)為與設(shè)計(jì)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)，

α₃＝α₁+(C_L設(shè)-C_L1)/(C_L2-C_L1)*(α₂-α₁) (1)；

根據(jù)公式(2)計(jì)算零升力矩系數(shù)C_M0，

C_M0＝C_M1–(C_M2–C_M1)/(C_L2-C_L1)*C_L1 (2)；

步驟三，計(jì)算與α₃對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)C_D3，并對(duì)阻力系數(shù)C_D3進(jìn)行修正，并通過(guò)公式(3)計(jì)算使用點(diǎn)對(duì)應(yīng)的升阻比K使，其中δ_CD為阻力修正系數(shù)，

K使＝C_L設(shè)/(C_D3+δ_CD) (3)；

步驟四，定義約束條件與優(yōu)化目標(biāo)，所述優(yōu)化目標(biāo)為使K使最大化，將所述約束條件和優(yōu)化目標(biāo)代入遺傳算法計(jì)算，獲得最佳機(jī)翼參數(shù){X₀，X₁，X₂，X₃，…}最佳，將最佳機(jī)翼參數(shù){X₀，X₁，X₂，X₃，…}最佳作為步驟一中的機(jī)翼參數(shù)，重新執(zhí)行一遍步驟一至步驟三，求得使用點(diǎn)的最大升阻比K使_max。

優(yōu)選的，步驟一中選定的機(jī)翼參數(shù)包括機(jī)翼主要占位扭轉(zhuǎn)角和翼型參數(shù)。

優(yōu)選的，步驟二中的第一迎角α₁為2°，第二迎角α₂為4°，C_L設(shè)值為0.2。

優(yōu)選的，步驟四中的約束條件包括機(jī)翼參數(shù)的變量范圍約束和零升力矩系數(shù)的范圍約束。

優(yōu)選的，步驟四中的遺傳算法采用多島遺傳算法。

本發(fā)明提供的一種機(jī)翼翼型選配設(shè)計(jì)方法，在機(jī)翼平面形狀參數(shù)確定的條件下，通過(guò)計(jì)算快速找到與設(shè)計(jì)點(diǎn)相匹配的最大升阻比，并能保證該最大升阻比滿足約束條件，解決了設(shè)計(jì)中存在的設(shè)計(jì)點(diǎn)偏移問(wèn)題。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明提供的機(jī)翼翼型選配設(shè)計(jì)方法的使用點(diǎn)示意圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過(guò)參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

下面通過(guò)具體的實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述。

具體實(shí)施例：

步驟一，應(yīng)用改進(jìn)的Hicks-Henne方法對(duì)基礎(chǔ)翼型進(jìn)行參數(shù)化，選用氣動(dòng)分析軟件FLO22，建立參數(shù)化機(jī)翼分析數(shù)學(xué)模型，機(jī)翼參數(shù)包括機(jī)翼主要占位扭轉(zhuǎn)角和翼型參數(shù){Yita[4]，Airfoil_1[23]，Airfoil_2[23]，Airfoil_3[23]，……}，選定小迎角2°為第一迎角α₁，選定小迎角4°為第一迎角α₂，計(jì)算出α₁對(duì)應(yīng)的第一升力系數(shù)C_L1為0.15，第一力矩系數(shù)C_M1為-0.015，計(jì)算出α₂對(duì)應(yīng)的第二升力系數(shù)C_L2為0.25，第二力矩系數(shù)C_M2為-0.03；

步驟二，預(yù)先給定的與設(shè)計(jì)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)C_L設(shè)為0.2，通過(guò)下面公式(1)計(jì)算出C_L設(shè)對(duì)應(yīng)的第三迎角α₃為3°，

α₃＝α₁+(C_L設(shè)-C_L1)/(C_L2-C_L1)*(α₂-α₁) (1)；

根據(jù)下面公式(2)計(jì)算出零升力矩系數(shù)C_M0為0.0075，

C_M0＝C_M1–(C_M2–C_M1)/(C_L2-C_L1)*C_L1 (2)；

步驟三，計(jì)算與α₃對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)C_D3為0.005，并對(duì)阻力系數(shù)C_D3進(jìn)行修正，并通過(guò)下面公式(3)計(jì)算出使用點(diǎn)對(duì)應(yīng)的升阻比K使為20，其中阻力修正系數(shù)δ_CD為0.005，

K使＝C_L設(shè)/(C_D3+δ_CD) (3)；

步驟四，應(yīng)用ModelCenter軟件構(gòu)建優(yōu)化分析環(huán)境，定義約束條件與優(yōu)化目標(biāo)，所述約束條件包括機(jī)翼參數(shù)的變量范圍約束和零升力矩系數(shù)的范圍約束，所述優(yōu)化目標(biāo)為使K使最大化，其中：

變量：{Yita[4]，Airfoil_1[23]，Airfoil_2[23]，Airfoil_3[23]，……}；

變量范圍：-0.1<Airfoil_1[1]<0.1，……

約束：CM₀，Camber[3]，Thinkness[3]；

約束范圍：0.006<CM₀<0.008，0<Camber[1]<0.05，……

優(yōu)化目標(biāo)：K使最大化；

將所述約束條件和優(yōu)化目標(biāo)代入多島遺傳算法計(jì)算，獲得一組最佳機(jī)翼參數(shù)，將最佳機(jī)翼參數(shù)作為步驟一中的機(jī)翼參數(shù)，重新執(zhí)行一遍步驟一至步驟三，通過(guò)公式(1)至公式(3)求得使用點(diǎn)的最大升阻比K使max為22。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。