【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及飛行器設計領域，具體為一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法及系統。
技術介紹
1、翼型是飛行器的核心，翼型的性能直接影響飛行器的巡航、起降、爬升以及各種邊界特性的綜合氣動性能，因此針對跨音速翼型，特別是后掠翼翼型的設計一直以來都是飛行器設計的核心，為此nasa（美國國家航空航天局，national?aeronautics?and?spaceadministration）等科研機構和各大航空企業發展了各種不同的翼型設計和二維三維轉換方法，但是由于傳統的設計方法未能很好的給出三維飛行狀態到二維飛行狀態的轉換關系，所設計的翼型運用到三維后，飛行器后掠機翼跨音速飛行的設計效果嚴重惡化，嚴重制約了基礎翼型的設計和研發。
2、經過對比傳統的各種后掠機翼跨音速設計方法，其核心在于機翼的等效后掠角，從最早的1/4弦線后掠角，到激波后掠角，再到近期的中線后掠角。雖然設計效果不斷地改善，但是核心問題還是沒有得到解決，導致現有的設計方法所得到的翼型任然不能滿足飛行器對翼型設計的需求，嚴重制約了跨音速飛行器的基準機翼設計和氣動精細化設計，使得飛行器在方案設計階段就要過早引入三維設計，導致翼型的三維設計周期長，計算量巨大，且很難去兼顧飛行器的不同狀態設計的要求，導致飛行器設計周期和風險大幅增加。因此現有的翼型設計方法不能直接應用于飛行器的基準翼型研發，限制了翼型設計技術的推廣和應用。
技術實現思路
1、針對現有跨聲速飛行器后掠機翼的基準翼型設計問題，本專利技術提供一種飛行器后掠機翼
2、本專利技術是通過以下技術方案來實現：
3、一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，包括以下步驟：
4、步驟1、在飛行器的等效后掠角滿足正態分布的情況下，建立等效后掠角的不確定分布概率模型；
5、步驟2、根據等效后掠角的不確定分布概率模型，以及基本機翼的設計升力系數和馬赫數，按照后掠機翼二維三維的轉換關系，確定二維翼型的設計升力系數和設計馬赫數；
6、步驟3、根據二維翼型的設計馬赫數和設計升力系數概率分布，并結合二維翼型設計要求，建立二維翼型穩健設計模型；
7、步驟4、對二維翼型穩健設計模型進行翼型參數化，得到參數化翼型表面的多個設計變量，對多個設計變量進行取樣得到樣本數據；
8、步驟5、對等效后掠角的不確定分布進行不確定分析，確定樣本數據在各高斯積分節點對應的馬赫數和升力系數的氣動特性；
9、步驟6、根據樣本數據在各高斯積分節點對應的馬赫數和升力系數的氣動特性，構建pce-kriging代理模型，并采用多目標優化方法開展翼型穩健優化設計，得到最優翼型的pareto分布，根據pareto分布的解確定翼型。
10、優選的，步驟1中將飛行器基本機翼的中線后掠角作為等效后掠角。
11、優選的，步驟2中所述設計升力系數的轉換方法如下：
12、
13、所述設計馬赫數的轉換方法如下：
14、
15、其中，為等效后掠角，為基本機翼的設計升力系數，為基本機翼的設計馬赫數。
16、優選的，步驟3中所述二維翼型穩健設計模型的表達式如下：
17、
18、其中，為均值，為標準差， cd為阻力系數， v為設計空間，為設計變量矢量， thick為翼型厚度，為初始翼型厚度，為俯仰力矩系數，為初始翼型俯仰力矩系數，為升力系數，為二維翼型的設計升力系數，為馬赫數，為二維翼型的設計馬赫數。
19、優選的，步驟4中采用擾動cst參數化方法對二維翼型穩健設計模型進行翼型參數化，得到參數化翼型上表面和下表面的多個設計變量。
20、優選的，采用拉丁超立方取樣方法對多個設計變量進行取樣得到樣本數據。
21、優選的，所述等效后掠角的不確定分布的不確定分析方法如下：
22、根據等效后掠角的分布函數，確定多個高斯積分節點并帶入后掠角分布，得到多個積分后掠角，根據積分后掠角和后掠機翼二維三維的轉換關系，確定每個高斯積分節點對應的二維翼型升力系數和馬赫數；
23、評估所有樣本數據在所有高斯積分節點對應的馬赫數和升力系數下的氣動特性。
24、優選的，采用基于rans的cfd方法評估所有樣本數據在所有高斯積分節點對應的馬赫數和升力系數下的氣動特性。
25、優選的，步驟6中采用多目標粒子群優化算法開展翼型穩健優化設計。
26、一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法的系統，包括：
27、分布概率模塊，用于在飛行器的等效后掠角滿足正態分布的情況下，建立等效后掠角的不確定分布概率模型；
28、轉換模塊，用于根據等效后掠角的不確定分布概率模型，以及基本機翼的設計升力系數和馬赫數，按照后掠機翼二維三維的轉換關系，確定二維翼型的設計升力系數和設計馬赫數；
29、二維翼型穩健設計模塊，用于根據二維翼型的設計馬赫數和設計升力系數概率分布，并結合二維翼型設計要求，建立二維翼型穩健設計模型；
30、樣本模塊，用于對二維翼型穩健設計模型進行翼型參數化，得到參數化翼型表面的多個設計變量，對多個設計變量進行取樣得到樣本數據；
31、氣動特性模塊，用于對等效后掠角的不確定分布進行不確定分析，確定樣本數據在各高斯積分節點對應的馬赫數和升力系數的氣動特性；
32、翼型輸出模塊，用于根據樣本數據在各高斯積分節點對應的馬赫數和升力系數的氣動特性，構建pce-kriging代理模型，并采用多目標優化方法開展翼型穩健優化設計，得到最優翼型的pareto分布，根據pareto分布的解確定翼型。
33、與現有技術相比，本專利技術具有以下有益的技術效果：
34、本專利技術提供的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，在設計跨音速翼型時，考慮了后掠機翼二維三維轉換過程的不確定性影響，采用基于混沌多項式的不確定分析方法，模擬后掠角不確定性變化對翼型的設計狀態和轉換條件的影響，建立了考慮后掠角不確定性的二維翼型穩健設計模型，采用基于cst的參數化方法、多目標粒子群優化算法和基于多目標加點的pce-kriging代理模型開展翼型穩健優化設計，建立了新的飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法。經過測試，本申請的設計方法相較傳統的設計方法，設計的翼型更加適用于跨聲速后掠機翼，性能較傳統設計方法大幅改善，為跨聲速飛行器基準翼型設計和機翼氣動設計提供了高效的方法。
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1.一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟1中將飛行器基本機翼的中線后掠角作為等效后掠角。
3.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟2中所述設計升力系數的轉換方法如下：
4.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟3中所述二維翼型穩健設計模型的表達式如下：
5.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟4中采用擾動CST參數化方法對二維翼型穩健設計模型進行翼型參數化，得到參數化翼型上表面和下表面的多個設計變量。
6.根據權利要求5所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，采用拉丁超立方取樣方法對多個設計變量進行取樣得到樣本數據。
7.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，所述等效后掠角的不確定分布的不確定分析方法如下：
8.根據權利要求7所述的一
9.根據權利要求7所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟6中采用多目標粒子群優化算法開展翼型穩健優化設計。
10.一種權利要求1-9任一項所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法的系統，其特征在于，包括：
...【技術特征摘要】
1.一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟1中將飛行器基本機翼的中線后掠角作為等效后掠角。
3.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟2中所述設計升力系數的轉換方法如下：
4.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟3中所述二維翼型穩健設計模型的表達式如下：
5.根據權利要求1所述的一種飛行器后掠機翼跨聲速翼型設計方法，其特征在于，步驟4中采用擾動cst參數化方法對二維翼型穩健設計模型進行翼型參數化，得到參數化翼型上表面和下表面的多個設計變量。
6.根據權利...
【專利技術屬性】
技術研發人員：趙軻，張偉，高正紅，趙歡，黃江濤，鄧俊，劉衍旭，
申請(專利權)人：西北工業大學，
類型：發明
國別省市：
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