一种超声速机翼层流优化设计方法

技术领域

本发明涉及一种超声速机翼层流优化方法，属于飞行器设计领域的气动外形优化设计技术领域。

背景技术

在2003年协和号飞机因飞行阻力大且飞行效率不高等原因退役后，人们一直希望出现一款新的超声速客机以满足短时间跨洋飞行的需要。近年来，随着空气动力学的发展和材料技术的进步，人们又将视线重新投向超声速客机。对于大型高亚声速民用客机，摩擦阻力约占全机总阻力的50％以上，其中大约40％的摩擦阻力来自机翼，40％的摩擦阻力来自机身，5％的摩擦阻力来自发动机短舱。据估算，倘若长航程客机能够减少3％的摩擦阻力，那么每架飞机每一年平均能够节省的燃油消耗约为100万人民币，同时也将极大地降低对生态环境的污染，无论是从环保角度考虑还是从经济角度考虑，这都将带来十分可观的收益。综上，减少飞机的摩擦阻力将成为超声速客机减阻的重要方向。减少摩擦阻力可以通过下述措施实现：①在满足容积要求的前提下尽量减少浸润面积，例如翼身融合体BWB相对于传统民机外形可减少浸润面积1/3，使摩擦阻力减少约1/3；②扩大层流面积，因层流摩擦阻力远小于湍流摩擦阻力，采用层流流动控制则可降低摩擦阻力。层流技术在延迟转捩、扩大层流区、减少摩擦阻力等方面有着巨大的潜力而备受国内外专家的青睐。因此对于超声速客机来说，如何增大超声速机翼的层流范围，降低超声速机翼的摩擦阻力就成为当前研究的重点方向之一。

对于超声速机翼，边界层内可能存在四种不稳定机制，分别是前缘附着线不稳定性、离心

因此，亟需提出一种超声速机翼层流优化设计方法，以解决上述技术问题。

发明内容

本发明研发解决的是超声速机翼在飞行条件下层流范围小，摩擦阻力大的问题。在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。

本发明的技术方案：

一种超声速机翼层流优化设计方法，包括以下步骤：

步骤一：选定初始翼型；

步骤二：翼型评估计算；设定机翼的飞行高度和飞行速度，仿真计算得到压力分布曲线；

步骤三：基于压力分布曲线，给定约束条件，制定优化目标；

步骤四：参数化生成新散点，并将生成的散点拟合成翼型曲线；

步骤五：参数化建模；

步骤六：脚本生成网格；

步骤七：求解器求解；

步骤八：对新生成的翼型评估计算，提取新的压力分布曲线；

步骤九：收敛判定，得出是或否的判定结果；判定结果为是，提取最优解；判定结果为否，基于新的压力分布曲线，重复步骤四-步骤八；

步骤十：判断是否满足停止条件，得出是或否的判断结果；判断结果为是，输出优化翼型；判断结果为否，输入步骤九中最优解，将最优解选定为新的初始翼型，重复步骤二-步骤九。

优选的：步骤二中，通过Spalart-Allmara湍流模型仿真计算得到压力分布曲线。

优选的：步骤三中，约束条件为：翼型最大厚度不小于3％c、90％弦长处厚度不小于5‰c、上翼面曲率变化次数不大于四次、下翼面曲率变化次数不大于三次。

优选的：步骤四中，对初始翼型应用Hicks-Henne参数化方法生成新的翼型散点，并用Catia将生成的散点拟合成翼型曲线。

优选的：步骤五中，通过CST参数化建模；

步骤六中，Pointwise/ICEM脚本生成网格；

步骤七中，ARI_Ensmb/ARI_Overset求解器求解，生成新翼型。

本发明具有以下有益效果：

1、本发明通过设定目标压力分布，进而实现对机翼的反设计；

2、本发明所设计的超声速机翼可同时实现对流向T-S不稳定性和横向C-F不稳定性等两种不稳定性的抑制；

3、本发明的优化设计方法优化得到的机翼不仅能满足升力需求，压差阻力也没有明显增加；

4、本发明应用于超声速机翼的层流优化设计，或者其他需要降低摩擦阻力、增大层流范围的机翼。

附图说明

图1一种超声速机翼层流优化设计方法流程示意图；

图2一种机翼的翼型外形曲线示意图；

图3一种超声速机翼目标压力分布示意图；

图4一种压力分布曲线描述示意图；

图5一种机翼的翼型优化前后外形曲线对比示意图；

图6一种机翼的翼型优化前后压力分布曲线对比示意图。

图中：1-翼型的最大厚度，2-90％弦长处厚度，3-上翼面，4-下翼面，5-上翼面急剧加速段，6-变化较平缓的“平台区”，7-尾部压力恢复区，8-压力分布的结果示意点，9-三角形；

图1中c是弦长弦长为1.00；x是弦长坐标单位是x/c，y是对应x位置的翼面与弦的距离单位是y/c；

图2中c是弦长弦长为1.00；x是弦长坐标单位是x/c，纵坐标是压力分布数值，Cp是无量纲参数；

图3中c是弦长弦长为1.00；x是弦长坐标单位是x/c，纵坐标是压力分布数值，Cp是无量纲参数；

图5中c是弦长弦长为1.00；x是弦长坐标单位是x/c，y是对应x位置的翼面与弦的距离单位是y/c；

图6中c是弦长弦长为1.00；x是弦长坐标单位是x/c，纵坐标是压力分布数值，Cp是无量纲参数。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

具体实施方式一：结合图1-图6说明本实施方式，本实施方式的一种超声速机翼层流优化设计方法，包括以下步骤：

步骤一：选定初始翼型；

步骤二：翼型评估计算；设定机翼的飞行高度和飞行速度，仿真计算得到压力分布曲线；

步骤二中，通过Spalart-Allmara湍流模型仿真计算得到压力分布曲线；

步骤三：基于压力分布曲线，满足给定约束条件的情况下，制定优化目标；

步骤三中，约束条件为：①翼型最大厚度1不小于3％c、②90％弦长处厚度2不小于5‰c、③上翼面3变化次数不大于四次、④下翼面曲率变化位置4变化次数不大于三次；

如图2所示，约束条件①的设置原因为：从结构角度和实际情况出发，翼型的最大厚度1处如果过薄，将不具备实用性，综合国内外文献考虑，最大厚度至少应该在3％以上，即图1中翼型的最大厚度1至少应为3％c；

约束条件②的设置原因为：保证翼型不因出现交叉现象而导致坏点，提高优化效率；二维翼型优化参数化方法为Hicks-Henne翼型参数化方法，90％弦长处厚度2为翼型后缘，如果90％弦长处厚度2过薄，可能会出现上下翼面交叉的情况，90％弦长处厚度2至少应为5‰c；

约束条件③和约束条件④的设置原因为：保证翼型的光顺；如果上翼面3、下翼面4的曲率变化次数过多，将会导致翼型出现不光顺现象；

如图3所示，上翼面3吸力峰快速提升，即上翼面急剧加速段5，有利于对横向C-F不稳定性进行抑制；

上翼面保持水平压力分布，即度变化较平缓的“平台区”6，可有效对流向T-S不稳定性和横向C-F不稳定性两种不稳定性进行抑制；

速度逐渐下降，层流转捩为湍流，即尾部压力恢复区7；

步骤四：参数化生成新散点，并将生成的散点拟合成翼型曲线；

步骤四中，对初始翼型应用Hicks-Henne参数化方法生成新的翼型散点，并用Catia将生成的散点拟合成翼型曲线；

步骤五：参数化建模；

步骤五中，通过CST参数化建模；

步骤六：脚本生成网格；

步骤六中，Pointwise/ICEM脚本生成网格；

步骤七：求解器求解；

步骤七中，ARI_Ensmb/ARI_Overset求解器求解，生成新翼型；

步骤八：对新生成的翼型评估计算，提取新的压力分布曲线；

步骤九：收敛判定，得出是或否的判定结果；判定结果为是，提取最优解；判定结果为否，基于新的压力分布曲线，重复步骤四-步骤八；

步骤十：判断是否满足停止条件，得出是或否的判断结果；判断结果为是，输出优化翼型；判断结果为否，输入步骤九中最优解，将最优解选定为新的初始翼型，重复步骤二-步骤九。

实施例1：

步骤一：选定初始翼型；

步骤二：翼型评估计算；设定机翼的飞行高度和飞行速度，仿真计算得到压力分布曲线；

步骤二中，通过Spalart-Allmara湍流模型仿真计算得到压力分布曲线；

步骤三：基于压力分布曲线，满足给定约束条件的情况下，制定优化目标；

步骤三中，约束条件为：①翼型最大厚度1不小于3％c、②90％弦长处厚度2不小于5‰c、③上翼面3变化次数不大于四次、④下翼面曲率变化位置4变化次数不大于三次；

如图2所示，约束条件①的设置原因为：从结构角度和实际情况出发，翼型的最大厚度1处如果过薄，将不具备实用性，综合国内外文献考虑，最大厚度至少应该在3％以上，即图1中翼型的最大厚度1至少应为3％c；

约束条件②的设置原因为：保证翼型不因出现交叉现象而导致坏点，提高优化效率；二维翼型优化参数化方法为Hicks-Henne翼型参数化方法，90％弦长处厚度2为翼型后缘，如果90％弦长处厚度2过薄，可能会出现上下翼面交叉的情况，90％弦长处厚度2至少应为5‰c；

约束条件③和约束条件④的设置原因为：保证翼型的光顺；如果上翼面3、下翼面4的曲率变化次数过多，将会导致翼型出现不光顺现象；

如图3所示，上翼面3吸力峰快速提升，即上翼面急剧加速段5，有利于对横向C-F不稳定性进行抑制；

上翼面保持水平压力分布，即度变化较平缓的“平台区”6，可有效对流向T-S不稳定性和横向C-F不稳定性两种不稳定性进行抑制；

速度逐渐下降，层流转捩为湍流，即尾部压力恢复区7；

步骤四：参数化生成新散点，并将生成的散点拟合成翼型曲线；

步骤四中，对初始翼型应用Hicks-Henne参数化方法生成新的翼型散点，并用Catia将生成的散点拟合成翼型曲线；

步骤五：参数化建模；

步骤五中，通过CST参数化建模；

步骤六：脚本生成网格；

步骤六中，Pointwise/ICEM脚本生成网格；

步骤七：求解器求解；

步骤七中，ARI_Ensmb/ARI_Overset求解器求解，生成新翼型；

步骤八：对新生成的翼型评估计算，提取新的压力分布曲线；

步骤九：收敛判定，得出是或否的判定结果；判定结果为是，提取最优解；判定结果为否，基于新的压力分布曲线，重复步骤四-步骤八，直至判定结果为是，提取最优解；

如图4所示，实现最优结果的判定，某轮优化所得压力分布的结果示意点8、根据压力分布的结果示意点8得到压力分布数值与目标压力分布数值拟合曲线相交生成多个三角形9，取该轮结果所有三角形9面积的和为偏差参考值，所有偏差参考值中的最小值即为最贴合目标压力分布的最优解；

步骤十：对得到的最优解进行人工评估，判断是否满足停止条件，得出是或否的判断结果；判断结果为是，输出优化所得结果；判断结果为否，输入步骤九中最优解，将最优解选定为新的初始翼型，重复步骤二-步骤九，直至输出优化翼型；

如图5、图6所示，可直观得出，给定目标压力分布后，经多轮优化后，翼型的压力分布逐渐向目标压力分布接近，得到较满意的压力分布结果。

需要说明的是，在以上实施例中，只要不矛盾的技术方案都能够进行排列组合，本领域技术人员能够根据排列组合的数学知识穷尽所有可能，因此本发明不再对排列组合后的技术方案进行一一说明，但应该理解为排列组合后的技术方案已经被本发明所公开。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。