二維三段翼型的前緣縫翼及后緣襟翼位置的氣動優(yōu)化方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明是一種二維=段翼型的前緣縫翼及后緣襟翼位置的氣動優(yōu)化方法，屬于飛 機二維翼型氣動優(yōu)化技術(shù)領(lǐng)域，該方法適用于民用客機機翼增升裝置的任一順氣流剖面的 前緣縫翼及后緣單縫襟翼的位置優(yōu)化。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)代民用客機在的主要飛行階段包括起飛階段、著陸階段及巡航階段，現(xiàn)代民用 客機在各飛行階段下的飛行速度不同，因而現(xiàn)代民用客機在飛行過程中為保證其基本飛行 性能并降低飛行成本，在各飛行階段下對客機機翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù) 有不同要求。通常，民用客機在巡航階段的飛行速度較高，而在起飛及著陸階段的飛行速度 較低，因而起飛、著陸階段的機翼升力系數(shù)須比巡航階段的機翼升力系數(shù)大，同時還應當保 證起飛階段的阻力系數(shù)較低，俯仰力矩系數(shù)穩(wěn)定在合理范圍內(nèi)。
[0003] 現(xiàn)代民用客機機翼增升裝置的應用使機翼較好地兼顧了飛機在不同飛行階段對 不同氣動力系數(shù)的要求。前緣縫翼及后緣襟翼作為典型的機翼增升裝置，現(xiàn)已廣泛應用于 民用客機機翼上，現(xiàn)代民用客機多采用前緣縫翼、中段固定翼和后緣單縫襟翼的機翼布局。 前緣縫翼、后緣單縫襟翼的位置參數(shù)，包括前緣縫翼、后緣單縫襟翼對于中段固定翼的相對 位移量及偏轉(zhuǎn)量，對機翼的氣動外形有重要影響，并影響機翼的氣動力系數(shù)（后文中出現(xiàn) 的后緣襟翼都指后緣單縫襟翼）。
[0004] 二維翼型是飛機機翼的重要設(shè)計依據(jù)，飛機機翼的任一順氣流剖面的輪廓線都是 一個二維翼型，因此二維翼型的幾何參數(shù)決定了機翼的氣動外形設(shè)計。二維翼型包括二維 單段翼型和二維多段翼型。二維S段翼型是二維多段翼型中最為常用的翼型之一，采用前 緣縫翼、中段固定翼和后緣單縫襟翼的機翼布局的現(xiàn)代民用客機，其機翼的順氣流剖面的 輪廓線即為一個二維=段翼型。對應地，二維=段翼型的前段是該種機翼的前緣縫翼的順 氣流剖面輪廓線，二維=段翼型的中段是該種機翼的中段固定翼的順氣流剖面輪廓線，二 維S段翼型的后段是該種機翼的后緣襟翼的順氣流剖面輪廓線。
[0005] 為尋求最佳的二維=段翼型前緣縫翼及后緣襟翼的位置參數(shù)，在氣動設(shè)計過程中 需要借助優(yōu)化設(shè)計技術(shù)，采用合理的優(yōu)化設(shè)計方法，并借助計算機及優(yōu)化設(shè)計平臺可實現(xiàn) 自動化優(yōu)化設(shè)計過程，尋找二維=段翼型前緣縫翼及后緣襟翼的位置參數(shù)的最優(yōu)解。
[0006] 遺傳算法是一種全局性的尋優(yōu)方法，同時兼顧局部尋優(yōu)，具有魯椿性，被廣泛應用 于工程優(yōu)化設(shè)計問題，也是一些商用優(yōu)化軟件的基本算法之一。目前，遺傳算法作為飛機 機翼氣動優(yōu)化的常用優(yōu)化方法之一，而現(xiàn)有的多數(shù)利用遺傳算法對二維=段翼型前緣縫翼 及后緣襟翼位置進行氣動優(yōu)化的方法，雖然可W隨優(yōu)化過程的進行而縮減尋優(yōu)捜索空間， 在一定捜索范圍內(nèi)尋找到歷史最優(yōu)解；但在尋優(yōu)過程中，為保證各設(shè)計變量精度及種群規(guī) 模合理，需要建立較大的尋優(yōu)空間和交大規(guī)模的優(yōu)化種群，該使得尋優(yōu)過程計算量大、耗時 長；加之在尋優(yōu)的初始階段，現(xiàn)有遺傳算法捜索過程過于隨機，不利于優(yōu)化過程的收斂。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明正是針對上述現(xiàn)有技術(shù)狀況而設(shè)計提供了一種二維=段翼型的前緣縫翼 及后緣襟翼位置的氣動優(yōu)化方法，其目的是解決客機機翼增升裝置針對不同飛行階段的前 緣縫翼及后緣襟翼最佳位置的優(yōu)化問題。
[0008] 本發(fā)明提出的二維=段翼型的前緣縫翼及后緣襟翼位置的氣動優(yōu)化方法，用二維 =段翼型的前緣縫翼及后緣襟翼相對于中段固定翼的位置作為優(yōu)化對象，將二維=段翼型 前緣縫翼與后緣襟翼相對于它們初始位置的平動量及繞它們的前緣點做面內(nèi)旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動 量作為設(shè)計變量。在優(yōu)化過程中采用嵌套雙循環(huán)優(yōu)化流程，解決了優(yōu)化計算中全局設(shè)計空 間紳度高、捜索空間大、優(yōu)化種群大而導致的優(yōu)化種群規(guī)模大、計算次數(shù)多、計算時間長等 問題。該方法應用于優(yōu)化平臺中，采用自動化工作流，可W通過并行計算解決軟硬件資源不 足的問題，提高優(yōu)化效率。
[0009] 本發(fā)明的目的是通過W下技術(shù)方案來實現(xiàn)的：
[0010] 該種二維=段翼型的前緣縫翼及后緣襟翼位置的氣動優(yōu)化方法，所述二維=段翼 型是由前緣縫翼（3)、中段固定翼（2)和后緣襟翼（5)構(gòu)成，其特征在于：該方法的步驟是：
[0011] (1)優(yōu)化前準備工作
[0012] 根據(jù)二維S段翼型（W下簡稱翼型）幾何模型（1)，翼型的幾何模型（1)包括翼 型的前緣縫翼（3)輪廓線，中段固定翼輪廓線及后緣襟翼（5)輪廓線，建立二維=段翼型的 二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格模型，選擇需要優(yōu)化的設(shè)計變量：二維=段翼型的前緣縫翼（3)繞該前緣縫 翼前緣點（4)在翼型的幾何模型（1)所在平面內(nèi)做面內(nèi)旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動增量A01、前緣縫翼 (3)沿著該翼型弦長方向（7)的平移量AXi、前緣縫翼（3)沿該翼型厚度方向（8)的平移量 AZi、后緣襟翼（5)繞該后緣襟翼前緣點（6)在翼型的幾何模型（1)所在平面內(nèi)做面內(nèi)旋 轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動增量A0 2、后緣襟翼（5)沿著該翼型弦長方向（7)的平移量AX,、后緣襟翼巧） 沿該翼型厚度方向巧）的平移量AZ2;
[0013] 然后進入優(yōu)化流程，優(yōu)化流程分為外循環(huán)和內(nèi)循環(huán)，優(yōu)化從外循環(huán)開始；
[0014] 口)外循環(huán)優(yōu)化的步驟是：
[0015] 2. 1敏度分析階段中敏度的定義是系統(tǒng)狀態(tài)參數(shù)或輸出對設(shè)計變量的導數(shù)，反映 系統(tǒng)狀態(tài)或輸出隨設(shè)計變量的變化趨勢和改變程度，敏度分析的含義是；W目標函數(shù)對各 設(shè)計變量偏導數(shù)或偏導數(shù)的函數(shù)作為該設(shè)計變量的敏度值，并通過判斷敏度值的大小，得 到各設(shè)計變量對優(yōu)化目標函數(shù)的影響因子的過程；
[0016]2. 2將翼型的前緣縫翼（3)的設(shè)計變量A01、AXi、AZi作為一組設(shè)計變量組，將 后緣襟翼巧）的設(shè)計變量A02，AX2和AZ2作為另一組設(shè)計變量組，然后將A0i、AXi， AZi張成的設(shè)計空間記為前緣縫翼設(shè)計子空間（11)，將A0 2，AX2和AZ2張成的設(shè)計空 間記為后緣襟翼設(shè)計子空間（12)，前緣縫翼設(shè)計子空間（11)和后緣襟翼設(shè)計子空間（12) 的和為設(shè)計空間；
[0017] 2. 3確定設(shè)計空間中的當前設(shè)計狀態(tài)點P。，該點的坐標為A0 1?，AXi?，AZi?， A0 2?，AX2?，AZ2<w，P。點確定翼型前緣縫翼做及后緣襟翼妨的位置，前緣縫翼（3) 的位置變化是W下=種位置變化中的一種或幾種的組合，共計26種位置變化：
[0018] a前緣縫翼（3)沿翼型弦長方向（7)平移一個單位長度；
[0019] b前緣縫翼（3)沿翼型厚度方向（8)平移一個單位長度；
[0020] c前緣縫翼（3)繞著該前緣縫翼前緣點（4)在翼型的幾何模型（1)所在平面內(nèi)做 面內(nèi)旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動一個單位角度；
[0021] 后緣襟翼（5)的位置變化是W下=種位置變化中的一種或幾種的組合，共計26種 位置變化：
[0022] d后緣襟翼（5)沿翼型弦長方向（7)平移一個單位長度
[0023]e后緣襟翼（5)沿翼型厚度方向（8)平移一個單位長度；
[0024]f后緣襟翼（5)繞著繞該后緣襟翼前緣點（6)在翼型的幾何模型（1)所在平面內(nèi) 做面內(nèi)旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動一個單位角度；
[0025] 上述位置變化相加，得到52種位置變化，該52種位置變化產(chǎn)生了P。點在設(shè)計空 間中的52個敏度值，上述單位長度為翼型弦長的1 %，單位角度為r;
[0026] 2. 4根據(jù)該52種位置變化，在設(shè)計空間中生成一個由52個點組成的種群，稱為敏 度種群，敏度種群中的一個點是一個敏度個體；每一個敏度個體在完成位置變化后形成翼 型的一個新的二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格模型，二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格模型是氣動力求解器的輸入文件，用于計 算每個敏度個體的敏度值；
[0027] 2. 5計算第i(i= 1，2，…，52)個敏度個體的敏度值，敏度的計算公式為；
[002引Senw=(K1?Cl(i)+K2? (Clw/Cd。)）） 公式 1
[0029]Sen山:第i個敏度個體的敏度值
[0030] Clw;第i個敏度個體的升力系數(shù)
[OOWCd山:第i個敏度個體的阻力系數(shù)
[00礎(chǔ)Ki;Cl(1)的權(quán)重系數(shù)，通常取值范圍為0《K1[003引 K2;C1 山/Cd。)的權(quán)重系數(shù)，通常取值范圍為0《K2《1
[0034]ClW和CdW的計算方法是：將第i個敏度個體對應的二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格模型文件提交 至氣動力求解器，氣動力計算結(jié)束后得到第i個敏度個體的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，然后計 算得到該個體的升阻比Clw/Cdw;
[0035] 2. 6根據(jù)每一個敏度個體的敏度值Senw，將其數(shù)值從大到小進行排序，再由排序 結(jié)果選出最高敏度值，具有最高敏度值的敏度個體的6個設(shè)計變量值設(shè)為A0AZ/s\A02?、AX2?和AZ2?，在前緣縫翼設(shè)計子空間（11)中，確定點M9)，點A(9)的 坐標為當前設(shè)計狀態(tài)點P。坐標的前^個設(shè)計變量A0l?，AXlW，AZl?，確定點B，點B的 坐標為A0 、AAz/s>，從點A(9)為起點、點B為終點所確定的矢量為前緣縫翼最 佳捜索方向（13);
[0036] 在后緣襟翼設(shè)計子空間（12)中，確定點C(l〇)，點C(10)的坐標為當前設(shè)計狀態(tài)點 P。坐標的后S個設(shè)計變量A0 2?，AX2?，AZ2?，確定點D，點D的坐標為A02?、AX2?、 AZ2