本發(fā)明涉及機翼優(yōu)化設計領域，特別涉及一種考慮加工誤差的高超聲速機翼魯棒優(yōu)化設計方法。
背景技術：
：氣動外形優(yōu)化是高超聲速機翼設計過程中的重要環(huán)節(jié)。對高超聲速機翼進行氣動外形優(yōu)化時，存在確定性優(yōu)化與魯棒性優(yōu)化兩種區(qū)別較大的方法。確定性優(yōu)化是在一定飛行狀態(tài)下，忽略機翼設計過程中存在的各種不確定因素，優(yōu)化機翼的外形參數，以最大限度地提升機翼在該狀態(tài)下的氣動性能。然而，由于加工工藝、制造水平的限制，高超聲速機翼的氣動外形存在由加工誤差導致的幾何不確定性，從而使確定性優(yōu)化方法得到的最優(yōu)解對于這些不確定因素較為敏感。與確定性優(yōu)化不同，魯棒優(yōu)化設計是一種尋求對各種不確定因素波動變化不敏感的設計方法，通過合理選擇機翼外形參數，使機翼的氣動性能在目標值附近保持穩(wěn)定。對于由加工誤差引起的幾何不確定性，現有的研究常采用概率方法對不確定因素進行定量化表征，利用標準正態(tài)函數描述幾何參數的分布特征。但是，當沒有足夠的數據來驗證這些隨機變量概率密度的正確性時，概率方法難以可靠地滿足精度要求的計算結果。與概率方法相比，非概率區(qū)間方法僅需明確不確定參數的分布界限，能夠在不確定參數概率密度未知的情況下，利用區(qū)間向量對不確定參數進行定量化。非概率區(qū)間方法在結構的靜、動力特性分析領域已經取得了一定成果，但在高超聲速機翼外形優(yōu)化中的應用還處于起步階段，相關研究成果十分有限，在一定程度上限制了高超聲速機翼優(yōu)化設計技術的發(fā)展。綜上所述，亟需發(fā)展一種考慮加工誤差的高超聲速機翼區(qū)間魯棒優(yōu)化設計方法，以克服傳統概率方法對參數大樣本容量試驗數據的依賴性，同時保證機翼的氣動性能的穩(wěn)健性。技術實現要素：本發(fā)明要解決技術問題為：針對傳統高超聲速機翼優(yōu)化設計方法效率低、優(yōu)化結果魯棒性差等問題，提出一種考慮加工誤差的高超聲速機翼魯棒優(yōu)化設計方法。該方法在高超聲速機翼設計初期就考慮了表面加工誤差引起的幾何不確定性，在加工誤差系數概率密度未知的情況下，利用區(qū)間向量給定加工誤差系數的上下界。通過參數化方法建立高超聲速機翼氣動外形，對外形進行非結構表面網格劃分，并將區(qū)間參數頂點法與氣動力/熱工程算法相結合，計算機翼駐點總加熱量及升阻比的區(qū)間上下界。在此基礎上，建立多目標區(qū)間魯棒優(yōu)化模型，利用遺傳算法對高超聲速機翼進行魯棒優(yōu)化設計。本發(fā)明解決上述技術問題采用的技術方案為：一種考慮加工誤差的高超聲速機翼魯棒優(yōu)化設計方法，包括以下步驟：步驟(1)、首先，確定高超聲速機翼的平面輪廓參數，包括翼根弦長Cr、副翼寬度Ca、機翼展弦比AR及稍根比TR；步驟(2)、利用類函數/形函數轉換方法建立高超聲速機翼翼型的參數化表達式，翼型的幾何曲線可用下列函數表示：yc(xc)=C(xc)S(xc)+xcztec---(1)]]>式中，x/c為翼型弦向的無量綱坐標值，y/c為翼型法向的無量綱坐標值，C(x/c)和S(x/c)分別為類型函數和形狀函數，zte/c為翼型后緣點的無量綱坐標值。C(x/c)可表示為：C(xc)=(xc)N1(1-xc)N2,0≤xc≤1---(2)]]>對于Clark-Ys翼型，取指數N1＝0.5,N2＝1。S(x/c)可表示為：S(xc)=Σi=0n[λi·n!i!(n-i)1·(xc)i·(1-xc)n-i],0≤xc≤1---(3)]]>S(x/c)與翼型前緣半徑Rle/c及后緣傾角β滿足以下關系：S(0)=λ0=2Rlec,S(1)=λn=tanβ+ztec---(4)]]>在形狀函數S(x/c)中取n＝3，這樣共包含β1,β2,zte/c,λ1,λ2,λ1',λ2')等8個幾何設計參數，其中，表示翼型前緣半徑，β1和β2表示上、下翼面的后緣傾角，為翼型后緣點的無量綱坐標值，λ1、λ2、λ1'、λ2'為上、下翼面形狀函數多項式的加權系數；步驟(3)、將機翼展弦比AR、稍根比TR及翼型前緣半徑作為優(yōu)化變量，記為：其余設計參數均視為常量，給出設計變量的初始值及取值范圍；步驟(4)、考慮機翼加工制造過程中存在的表面法向加工誤差，引入表面加工誤差系數同時利用區(qū)間向量對進行定量化表征，記為步驟(5)、分別在和處得到翼型的參數化表達式，表示如下：步驟(6)、根據式(5)和(6)中翼型的參數化表達式及步驟(3)中機翼平面輪廓參數，利用商業(yè)軟件CATIA建立高超聲速機翼氣動外形的幾何模型；步驟(7)、對于步驟(6)中生成的氣動外形，利用商業(yè)軟件ICEM對機翼表面進行非結構網格的自由劃分；步驟(8)、根據步驟(7)中生成的機翼網格文件，在給定飛行工況下，利用高超聲速工程算法計算機翼駐點熱流密度Q及機翼升阻比K；步驟(9)、根據不同時刻處得到的機翼駐點熱流密度值，利用駐點總加熱量的工程計算方法得到所給機翼的總加熱量；步驟(10)、根據區(qū)間參數頂點法得到機翼駐點總加熱量及機翼升阻比的區(qū)間上下界，利用區(qū)間數學理論計算機翼駐點總加熱量及機翼升阻比的區(qū)間中心值和區(qū)間半徑；步驟(11)、在保持機翼升阻比約束條件下，以機翼駐點總加熱量的區(qū)間中心值和半徑最小化為優(yōu)化目標，建立多目標區(qū)間魯棒優(yōu)化模型；步驟(12)、利用遺傳算法，在設計變量取值范圍內對高超聲速機翼進行魯棒優(yōu)化設計；步驟(13)、判斷優(yōu)化目標是否滿足收斂條件，若不滿足，轉到步驟(3)，更新設計變量，重復步驟(4)～(12)；步驟(14)、直至設計目標相鄰兩次迭代值的變化小于設定容許偏差時，完成高超聲速機翼的魯棒優(yōu)化設計；步驟(15)、將通過魯棒優(yōu)化得到的高超聲速機翼與原始機翼進行對比，比較兩種機翼的駐點總加熱量。其中，所述步驟(3)中，機翼外形優(yōu)化設計變量的取值范圍及初始值由表1確定，在優(yōu)化過程中保持常數的設計參數由表2確定。表1優(yōu)化設計變量的取值范圍及初始值表2機翼外形的設計參數其中，所述步驟(4)中，表面加工誤差系數的區(qū)間上下界為：區(qū)間中心值為區(qū)間半徑為其中，所述步驟(8)中，工程算法的計算流程為：根據機翼幾何外形的非結構網格節(jié)點及單元法向坐標，利用切劈法和達黑姆巴克法計算機翼迎風面和背風面的表面壓力系數。在此基礎上，利用費雷德經驗公式計算機翼駐點加熱，從而得到機翼表面的最大熱流密度、升阻比等氣動力/熱特征參數。其中，所述步驟(9)中，選擇1s,300s,600s,1000s四個工況點，如表3所示，根據這四個離散點的飛行高度及飛行速度進行氣動力/熱計算。設在1s,300s,600s,1000s處熱流值分別為Q1,Q2,Q3,Q4，升阻比為K1,K2,K3,K4，則單位面積上的總加熱量可近似表示為：Q0=(Q1+Q22)·300+(Q2+Q32)·300+(Q3+Q42)·400---(7)]]>將式(7)歸一化處理得：Q0‾=w1Q1+w2Q2+w3Q3+w4Q4---(8)]]>其中，[w1,w2,w3,w4]＝[0.15,0.3,0.35,0.2]為權重因子。機翼的平均升阻比為：K‾=0.25(K1+K2+K3+K4)---(9)]]>表3四個計算工況點時間(s)高度(Km)速度(m/s)(攻角°)1121.337622.244030079.357505.424060071.276442.3640100049.002536.2040其中，所述步驟(10)中，利用區(qū)間參數頂點法得到機翼駐點總加熱量及機翼升阻比的區(qū)間上下界的流程為：由于機翼駐點總加熱量及平均升阻比為設計變量x和的函數，即當通過區(qū)間方法對表面加工誤差系數進行定量化表征后，則駐點總加熱量及平均升阻比也包含于有界區(qū)間，可表示為：式中，和為機翼駐點總加熱量的下界和上界，和為機翼平均升阻比的下界和上界。以上各量可以通過下式計算：式中，根據區(qū)間數學理論，進一步計算可以得到機翼駐點總加熱量及平均升阻比的區(qū)間中心值和區(qū)間半徑，可表示為：其中，所述步驟(11)中，建立如下的多目標魯棒優(yōu)化模型：式中，f為目標函數，表示對目標函數的區(qū)間中心值優(yōu)化，而表示對目標函數的區(qū)間半徑優(yōu)化，從而降低目標函數對加工誤差系數的敏感程度，提高目標函數的魯棒性；為約束條件，N為約束條件的個數。本發(fā)明的有益效果是：本發(fā)明利用區(qū)間向量對高超聲速機翼設計中存在的表面加工誤差系數進行定量化，建立含加工誤差系數的高超聲速機翼參數化氣動外形，將區(qū)間參數頂點法和氣動力/熱工程算法相結合，計算機翼駐點總加熱量及平均升阻比的區(qū)間上下界，從而構建多目標區(qū)間魯棒優(yōu)化模型，并通過遺傳算法對高超聲速機翼進行了魯棒優(yōu)化設計。與原始機翼相比，本發(fā)明所得機翼的駐點總加熱量顯著減小，并且對于表面加工誤差系數的敏感性顯著降低，保證了機翼的安全性。附圖說明圖1為機翼平面輪廓參數示意圖；圖2為Clark-Ys標準翼型示意圖；圖3為翼型幾何特征參數示意圖；圖4為機翼氣動外形示意圖；圖5為機翼表面非結構網格示意圖；圖6為機翼駐點總加熱量區(qū)間中心值的收斂歷程圖；圖7為機翼駐點總加熱量區(qū)間半徑值的收斂歷程圖；圖8為機翼展弦比的收斂歷程圖；圖9為機翼稍根比的收斂歷程圖；圖10為機翼前緣半徑的收斂歷程圖；圖11為本發(fā)明的方法實現流程圖。具體實施方式以下將參照附圖，對本發(fā)明的設計實例進行詳細描述。應當理解，所選實例僅為了說明本發(fā)明，而不是限制本發(fā)明的保護范圍。(1)以類X-37B高超聲速飛行器機翼作為研究對象，首先確定高超聲速機翼的平面輪廓參數，包括翼根弦長Cr、副翼寬度Ca、機翼展弦比AR及稍根比TR。此外，翼尖弦長Ct＝Cr·TR、機翼半展長機翼平面輪廓如圖1所示，相關參數的初始值見表4。表4機翼平面輪廓參數的初始值(2)以Clark-Ys翼型作為標準翼型(見圖2)，利用類型函數/形狀函數轉換方法設定參數化翼型曲線的表達式，其中部分參數的幾何含義如圖3所示，幾何參數的初始值由表5給出。表5Clark-Ys翼型設計參數(3)將機翼展弦比AR、稍根比TR及翼型前緣半徑作為優(yōu)化變量，記為：其余設計參數均視為常量，設計變量的初始值及取值范圍如表6所示。表6優(yōu)化設計變量的取值范圍及初始值(4)考慮機翼加工制造過程中存在的表面法向加工誤差，引入表面加工誤差系數同時利用區(qū)間向量對進行定量化表征，記為這里取(5)分別在和處得到翼型的參數化表達式，表示如下：(6)根據式(16)和(17)中翼型的參數化表達式及步驟(1)中機翼平面輪廓參數，利用商業(yè)軟件CATIA建立高超聲速機翼氣動外形的幾何模型，如圖4所示；(7)對于步驟(6)中生成的氣動外形，利用商業(yè)軟件ICEM對機翼表面進行非結構網格的自由劃分，如圖5所示；(8)根據步驟(7)中生成的機翼網格文件，得到表面網格節(jié)點信息后，在給定工況條件下(如表7所示)，分別利用切劈法和達黑姆巴克法計算機翼迎風面和背風面的表面壓力數。在此基礎上，利用費雷德經驗公式計算機翼駐點加熱情況，從而得到機翼表面駐點熱流密度Q及機翼升阻比K；表7四個計算工況點(9)根據表7所給出四個工況點，設在1s,300s,600s,1000s時間點得到的熱流值分別為Q1,Q2,Q3,Q4，升阻比為K1,K2,K3,K4，則單位面積上的總加熱量Q0可近似表示為：Q0=(Q1+Q22)·300+(Q2+Q32)·300+(Q3+Q42)·400---(18)]]>將式(18)歸一化處理得：Q0‾=w1Q1+w2Q2+w3Q3+w4Q4---(19)]]>其中，[w1,w2,w3,w4]＝[0.15,0.3,0.35,0.2]為權重因子。機翼的平均升阻比為：K‾=0.25(K1+K2+K3+K4)---(20)]]>(10)由于機翼駐點總加熱量及平均升阻比為設計變量x和的函數，即駐點總加熱量及平均升阻比包含于有界區(qū)間，即：式中各量可以通過下式計算：式中：根據區(qū)間數學理論，進一步計算可以得到機翼駐點總加熱量及平均升阻比的區(qū)間中心值和半徑，可表示為：(11)在保持機翼升阻比約束條件下，以機翼駐點總加熱量的區(qū)間中心值和半徑最小化為優(yōu)化目標，建立多目標區(qū)間魯棒優(yōu)化模型；式中，K0為機翼平均升阻比的設計下限值，這里取K0＝1.024。(12)利用遺傳算法，在設計變量取值范圍內對高超聲速機翼進行魯棒優(yōu)化設計，判斷是否滿足遺傳算法收斂條件，若不滿足，更新設計變量，重復步驟(3)～(11)；(13)直至設計目標相鄰兩次迭代值的變化小于設定容許偏差10-6時，完成高超聲速機翼的魯棒優(yōu)化設計；(14)設計變量及目標函數的迭代收斂歷程如圖6-10所示；(15)將利用魯棒優(yōu)化方法得到的機翼與原始機翼進行對比，比較兩種機翼的駐點總加熱量，結果如表8所示。從表中可以看出，在滿足約束條件的前提下，通過魯棒優(yōu)化可以降低高超聲速機翼駐點總加熱量的區(qū)間中心值和區(qū)間半徑，這表明魯棒優(yōu)化方法在改善總加熱量性能指標的同時，有效降低了該指標對表面加工誤差系數的敏感性，使機翼的氣動加熱性能更加穩(wěn)定。表8魯棒優(yōu)化結果綜上所述，本發(fā)明提出了一種考慮加工誤差的高超聲速機翼魯棒優(yōu)化設計方法。該方法將幾何加工誤差納入高超聲速機翼的優(yōu)化設計中，利用區(qū)間向量對加工誤差系數的進行定量化。通過參數化方法建立含加工誤差系數的高超聲速機翼氣動外形，對幾何外形進行非結構表面網格劃分。將區(qū)間參數頂點法與氣動力/熱工程算法相結合，計算機翼駐點總加熱量及升阻比的區(qū)間上下界。在此基礎上，建立多目標區(qū)間魯棒優(yōu)化模型，通過遺傳算法對機翼進行魯棒優(yōu)化設計。數值結果表明，本發(fā)明方法在保持機翼升阻比約束的前提條件下，降低了所設計機翼的駐點總加熱量，同時減小了駐點總加熱量的波動范圍，使高超聲速機翼的氣動性能更加平穩(wěn)，為高超聲速機翼設計提供了新思路。以上僅是本發(fā)明的具體步驟，對本發(fā)明的保護范圍不構成任何限制，其可擴展應用于高超聲速機翼外形優(yōu)化設計領域，凡采用等同變換或者等效替換而形成的技術方案，均落在本發(fā)明權利保護范圍之內。當前第1頁1 2 3