本發(fā)明涉及到飛行器技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種大展弦比機翼型架構(gòu)型設(shè)計方法。
背景技術(shù)：
在民機和長航時無人機設(shè)計中，提高巡航升阻比、提高巡航效率是設(shè)計的重點，而機翼型架設(shè)計，是獲取最優(yōu)巡航構(gòu)型，提高巡航效率的有效手段之一。
一般具有橢圓升力分布的機翼擁有均勻的下洗分布，具有更小的誘導阻力，對于任意一大展弦比機翼來說，總存在一種優(yōu)化的幾何氣動扭轉(zhuǎn)角分布，使得升力分布最佳，產(chǎn)生更小的誘導阻力，獲取最佳的升阻比。同時大展弦比機翼由于結(jié)構(gòu)輕、剛度小，受到氣動載荷時，也容易產(chǎn)生較大的扭轉(zhuǎn)和彎曲變形，對飛行性能和飛行品質(zhì)產(chǎn)生影響，嚴重時可能出現(xiàn)扭轉(zhuǎn)發(fā)散等危及飛機安全的極端情況，因此也必須以最佳巡航構(gòu)型為設(shè)計目標，對機翼進行計及彈性變形影響的型架外形優(yōu)化設(shè)計，才能消除彈性變形對氣動特性的不利影響，維持巡航最佳型架外形。
公開號為CN 103407580A，公開日為2013年11月27日的中國專利文獻公開了一種超大展弦比輕質(zhì)高升阻比機翼的制造方法，其特征在于，包括如下步驟：一、根據(jù)飛行器總體設(shè)計要求，確定機翼的展長和展弦比；二、根據(jù)飛行器總體設(shè)計要求，確定機翼彈性變形的上限值和扭轉(zhuǎn)變形的上限值；三、根據(jù)飛行器總體設(shè)計要求，計算飛行器在不同飛行條件下的氣動載荷，以及飛行器在飛行過程中，由于外力作用引起的氣動載荷；四、計算機翼本身的質(zhì)量力及其他部件傳來的力；五、在飛行器的設(shè)計飛行條件范圍內(nèi)，計算機翼不安裝張線時可能發(fā)生的極限變形量；六、在飛行器上確定張線支架；七、在飛行器的張線支架兩邊對稱設(shè)置張線安裝點；八、在張線支架與張線安裝點之間設(shè)置張線；九、根據(jù)步驟三計算的飛行器在不同飛行條件下的氣動載荷、由于外力作用引起的氣動載荷以及步驟八確定的張線布局，計算機翼變形在設(shè)計允許的彈性變形范圍內(nèi)，張線所受的最大拉力；然后根據(jù)張線的材料，計算出張線的直徑；十、根據(jù)步驟三計算的飛行器在不同飛行條件下的氣動載荷、由于外力作用引起的氣動載荷以及步驟八確定的張線布局，計算各張線的受力情況、機翼的載荷分布以及機翼的最大變形量，判斷機翼是否符合極限彈性變形的設(shè)計要求以及張線對機翼彈性變形的影響；同時計算張線本身及張線支點承受的應力，判斷張線本身及張線支點承受的應力是否在材料允許范圍之內(nèi)；根據(jù)判斷的結(jié)果，對張線的布局方式進行修正；十一、計算修正后的安裝張線的飛行器的氣動性能，判斷張線對飛行器氣動性能的影響，完成機翼的制造。
該專利文獻公開的超大展弦比輕質(zhì)高升阻比機翼的制造方法，通過計算各張線的受力情況、機翼的載荷分布以及機翼的最大變形量，從而判斷機翼是否符合極限彈性變形的設(shè)計要求以及張線對機翼彈性變形的影響，這種方式不能準確測出機翼的幾何氣動扭轉(zhuǎn)角分布，難以獲得最佳升阻比，導致巡航效率較低。
技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明為了克服上述現(xiàn)有技術(shù)的缺陷，提供一種大展弦比機翼型架構(gòu)型設(shè)計方法，本發(fā)明設(shè)計出的機翼具有良好的幾何氣動扭轉(zhuǎn)角分布，升力分布更佳，能夠產(chǎn)生更小的誘導阻力，獲取最佳的升阻比，從而提高巡航效率。
本發(fā)明通過下述技術(shù)方案實現(xiàn)：
一種大展弦比機翼型架構(gòu)型設(shè)計方法，其特征在于，包括如下步驟：
A、剛性機翼優(yōu)化步驟，生成機翼構(gòu)型初始種群，對初始種群進行升阻比計算，獲取局部最優(yōu)解，對獲取的局部最優(yōu)解進行尋優(yōu)計算，然后對尋優(yōu)計算后得到的局部最優(yōu)解進行升阻比計算并與初始種群進行升阻比計算獲得的局部最優(yōu)解對比，選出全局最優(yōu)解，最后判斷全局最優(yōu)解，直到收斂為止；
B、彈性機翼優(yōu)化步驟, 計算彈性機翼飛行時所受氣動載荷，再耦合結(jié)構(gòu)靜平衡方程計算機翼的彈性變形，通過多次迭代計算，求解在該飛行狀態(tài)下機翼結(jié)構(gòu)彈性平衡時的真實形態(tài)，獲取彈性變形后的飛行載荷，得到翼型剖面型架的扭轉(zhuǎn)角，完成機翼型架構(gòu)型的設(shè)計。
所述機翼構(gòu)型初始種群是通過機翼剖面扭轉(zhuǎn)角初始矩陣計算方法產(chǎn)生的。
所述初始種群的升阻比計算采用的是計算流體力學軟件。
所述局部最優(yōu)解是通過類電磁機制原理的無約束優(yōu)化方法獲取的。
本發(fā)明所述CFD是指計算流體力學軟件。
本發(fā)明的有益效果主要表現(xiàn)在：
本發(fā)明中，通過剛性機翼優(yōu)化步驟，“生成機翼構(gòu)型初始種群，對初始種群進行升阻比計算，獲取局部最優(yōu)解，對獲取的局部最優(yōu)解進行尋優(yōu)計算，然后對尋優(yōu)計算后得到的局部最優(yōu)解進行升阻比計算并與初始種群進行升阻比計算獲得的局部最優(yōu)解對比，選出全局最優(yōu)解，最后判斷全局最優(yōu)解，直到收斂為止”，得到的大展弦比機翼具有良好的剛度和強度；通過彈性機翼優(yōu)化步驟, “ 計算彈性機翼飛行時所受氣動載荷，再耦合結(jié)構(gòu)靜平衡方程計算機翼的彈性變形，通過多次迭代計算，求解在該飛行狀態(tài)下機翼結(jié)構(gòu)彈性平衡時的真實形態(tài)，獲取彈性變形后的飛行載荷，得到翼型剖面型架的扭轉(zhuǎn)角”，大幅降低了氣動彈性變形量；采用該方法制造的大展弦比機翼具有良好的幾何氣動扭轉(zhuǎn)角分布，升力分布更佳，能夠產(chǎn)生更小的誘導阻力，獲取最佳的升阻比，從而提高巡航效率。
附圖說明
圖1是本發(fā)明大展弦比機翼型架構(gòu)型設(shè)計流程框圖。
具體實施方式
參見圖1，一種大展弦比機翼型架構(gòu)型設(shè)計方法，包括如下步驟：
A、剛性機翼優(yōu)化步驟，生成機翼構(gòu)型初始種群，對初始種群進行升阻比計算，獲取局部最優(yōu)解，對獲取的局部最優(yōu)解進行尋優(yōu)計算，然后對尋優(yōu)計算后得到的局部最優(yōu)解進行升阻比計算并與初始種群進行升阻比計算獲得的局部最優(yōu)解對比，選出全局最優(yōu)解，最后判斷全局最優(yōu)解，直到收斂為止；
B、彈性機翼優(yōu)化步驟, 計算彈性機翼飛行時所受氣動載荷，再耦合結(jié)構(gòu)靜平衡方程計算機翼的彈性變形，通過多次迭代計算，求解在該飛行狀態(tài)下機翼結(jié)構(gòu)彈性平衡時的真實形態(tài)，獲取彈性變形后的飛行載荷，得到翼型剖面型架的扭轉(zhuǎn)角，完成機翼型架構(gòu)型的設(shè)計。
所述步驟A具體體現(xiàn)在：
1）按照機翼剖面扭轉(zhuǎn)角初始矩陣計算方法產(chǎn)生初始種群。
2）利用CFD對初始種群進行升阻比計算，并采用類電磁機制原理的無約束優(yōu)化方法獲取局部最優(yōu)解。
3）采用類電磁機制原理的無約束優(yōu)化方法，對第2步獲取的局部最優(yōu)解進行尋優(yōu)計算。
4）利用CFD對由第3步獲取的最優(yōu)解進行升阻比計算，并與第2步結(jié)果進行對比篩選出全局最優(yōu)解。
5）判斷第4步全局最優(yōu)解否收斂,如不收斂，將全局最優(yōu)解作為第3步的輸入重復3到5的步驟，直到收斂為止。
所述步驟B具體體現(xiàn)在：采用歐拉方程為流場控制方程，計算彈性機翼飛行時所受氣動載荷，再耦合結(jié)構(gòu)靜平衡方程計算機翼的彈性變形，通過多次迭代計算，求解在該飛行狀態(tài)下機翼結(jié)構(gòu)彈性平衡時的真實形態(tài)，獲取彈性變形后的飛行載荷，在此基礎(chǔ)上，對彈性機翼剖面扭角進行優(yōu)化設(shè)計，消除彈性變形對氣動載荷分布的影響。
通常情況下，對大展弦比機翼，可以假定機翼的弦向剖面是剛性的，結(jié)構(gòu)彈性引起的機翼扭轉(zhuǎn)角分布對其升力特性的影響是絕對因素，因此可以只對機翼的扭轉(zhuǎn)角進行優(yōu)化設(shè)計，不考慮機翼剛性軸繞度的影響。通過型架優(yōu)化設(shè)計可以使機翼彈性變形平衡后，恢復到機翼的最佳巡航狀態(tài)，從而提高飛機的巡航升阻比。
優(yōu)化算子如下式:
對大展弦比機翼，任一翼型剖面，有：
（n=1,2,3,…）
其中：表示第n+1次迭代時的型架設(shè)計扭轉(zhuǎn)角分布，=；表示第n次迭代時機翼靜彈性變形扭轉(zhuǎn)角分布；表示機翼設(shè)計要求的扭轉(zhuǎn)角分布；為迭代松弛參數(shù)，。
經(jīng)過氣動力方程和結(jié)構(gòu)靜平衡方程的反復耦合迭代，直到：
其中：為判斷收斂參數(shù)，為一小量；為需要求解的該翼型剖面型架設(shè)計扭轉(zhuǎn)角。
機翼剖面扭轉(zhuǎn)角初始矩陣計算方法：每種機翼構(gòu)型扭轉(zhuǎn)角按照從翼根到翼尖負扭轉(zhuǎn)增大規(guī)律排列，計算公式如下：
＝
lij表示第j個剖面的第i個扭轉(zhuǎn)角下限；
uij表示第j個剖面的第i個扭轉(zhuǎn)角上限；
βij表示第j個剖面的第i個扭轉(zhuǎn)角；
qj表示第j個剖面初始扭轉(zhuǎn)角個數(shù)。