技術(shù)特征：

1.一種考慮加工誤差的高超聲速機(jī)翼魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于實(shí)現(xiàn)步驟如下：

步驟(1)、首先，確定高超聲速機(jī)翼的平面輪廓參數(shù)，包括翼根弦長(zhǎng)C_r、副翼寬度C_a、機(jī)翼展弦比AR及稍根比TR；

步驟(2)、利用類函數(shù)/形函數(shù)轉(zhuǎn)換方法建立高超聲速機(jī)翼翼型的參數(shù)化表達(dá)式，翼型的幾何曲線可用下列函數(shù)表示：

$\frac{y}{c}\left(\frac{x}{c}\right)=C\left(\frac{x}{c}\right)S\left(\frac{x}{c}\right)+\frac{x}{c}\frac{z_{te}}{c}---\left(1\right)$

式中，x/c為翼型弦向的無(wú)量綱坐標(biāo)值，y/c為翼型法向的無(wú)量綱坐標(biāo)值，C(x/c)和S(x/c)分別為類型函數(shù)和形狀函數(shù)，z_te/c為翼型后緣點(diǎn)的無(wú)量綱坐標(biāo)值，C(x/c)可表示為：

$C\left(\frac{x}{c}\right)={\left(\frac{x}{c}\right)}^{N_1}{(1-\frac{x}{c})}^{N_2},0\≤\frac{x}{c}\≤1---\left(2\right)$

對(duì)于Clark-Ys翼型，取指數(shù)N₁＝0.5,N₂＝1，S(x/c)可表示為：

$S\left(\frac{x}{c}\right)=\underset{i=0}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}\[{\mathrm{\λ}}_i\·\frac{n!}{i!\left(n-i\right)!}\·{\left(\frac{x}{c}\right)}^i\·{\left(1-\frac{x}{c}\right)}^{n-i}\],0\≤\frac{x}{c}\≤1---\left(3\right)$

S(x/c)與翼型前緣半徑R_le/c及后緣傾角β滿足以下關(guān)系：

$\left\{\begin{array}{c}S\left(0\right)={\mathrm{\λ}}_0=\sqrt{\frac{2R_{le}}{c}},\\ S\left(1\right)={\mathrm{\λ}}_n=tan\mathrm{\β}+\frac{z_{te}}{c}\end{array}\right.---\left(4\right)$

在形狀函數(shù)S(x/c)中取n＝3，這樣共包含等8個(gè)幾何設(shè)計(jì)參數(shù)，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(diǎn)的無(wú)量綱坐標(biāo)值，λ₁、λ₂、λ₁'、λ₂'為上、下翼面形狀函數(shù)多項(xiàng)式的加權(quán)系數(shù)；

步驟(3)、將機(jī)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(shè)計(jì)參數(shù)均視為常量，給出設(shè)計(jì)變量的初始值及取值范圍；

步驟(4)、考慮機(jī)翼加工制造過(guò)程中存在的表面加工誤差，引入表面加工誤差系數(shù)并利用區(qū)間向量對(duì)進(jìn)行定量化，記為

步驟(5)、分別在和處得到翼型的參數(shù)化表達(dá)式，表示如下：

步驟(6)、根據(jù)式(5)和(6)中翼型的參數(shù)化表達(dá)式及步驟(3)中機(jī)翼平面輪廓參數(shù)，建立高超聲速機(jī)翼氣動(dòng)外形的幾何模型；

步驟(7)、對(duì)于步驟(6)中生成的氣動(dòng)外形，對(duì)機(jī)翼表面進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的自由劃分；

步驟(8)、根據(jù)步驟(7)中生成的機(jī)翼網(wǎng)格文件，在給定飛行工況下，利用高超聲速工程算法計(jì)算機(jī)翼駐點(diǎn)熱流密度Q及機(jī)翼升阻比K；

步驟(9)、根據(jù)不同時(shí)刻得到的機(jī)翼駐點(diǎn)熱流密度值，利用駐點(diǎn)總加熱量工程計(jì)算方法得到所給機(jī)翼的總加熱量；

步驟(10)、利用區(qū)間參數(shù)頂點(diǎn)法得到機(jī)翼駐點(diǎn)總加熱量及升阻比的區(qū)間上下界，然后基于區(qū)間數(shù)學(xué)理論計(jì)算機(jī)翼駐點(diǎn)總加熱量及升阻比的區(qū)間中心值和區(qū)間半徑；

步驟(11)、在保持機(jī)翼升阻比約束條件下，以機(jī)翼駐點(diǎn)總加熱量的區(qū)間中心值和半徑最小化為優(yōu)化目標(biāo)，建立多目標(biāo)區(qū)間魯棒優(yōu)化模型；

步驟(12)、利用遺傳算法，在設(shè)計(jì)變量取值范圍內(nèi)對(duì)高超聲速機(jī)翼進(jìn)行魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)；

步驟(13)、判斷優(yōu)化目標(biāo)是否滿足收斂條件，若不滿足，轉(zhuǎn)到步驟(3)，更新設(shè)計(jì)變量，重復(fù)步驟(4)～(12)；

步驟(14)、直至設(shè)計(jì)目標(biāo)相鄰兩次迭代值的變化小于設(shè)定容許偏差時(shí)，完成高超聲速機(jī)翼的魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)；

步驟(15)、將通過(guò)魯棒優(yōu)化得到的高超聲速機(jī)翼與原始機(jī)翼進(jìn)行對(duì)比，比較兩種機(jī)翼的駐點(diǎn)總加熱量。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮加工誤差的高超聲速機(jī)翼魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟(3)中，機(jī)翼外形優(yōu)化設(shè)計(jì)變量的取值范圍及初始值由表1確定，

表1優(yōu)化設(shè)計(jì)變量的取值范圍及初始值

表2機(jī)翼外形的設(shè)計(jì)參數(shù)

在優(yōu)化過(guò)程中保持常數(shù)的設(shè)計(jì)參數(shù)由表2確定。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮加工誤差的高超聲速機(jī)翼魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟(4)中，表面加工誤差系數(shù)的區(qū)間上下界為：區(qū)間中心值區(qū)間半徑

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮加工誤差的高超聲速機(jī)翼魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟(6)中利用商業(yè)軟件CATIA建立高超聲速機(jī)翼氣動(dòng)外形的幾何模型；所述步驟(7)中利用商業(yè)軟件ICEM對(duì)機(jī)翼表面進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的自由劃分。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮加工誤差的高超聲速機(jī)翼魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟(8)中，工程算法的計(jì)算流程為：根據(jù)機(jī)翼幾何外形的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)及單元法向坐標(biāo)，利用切劈法和達(dá)黑姆巴克法計(jì)算機(jī)翼迎風(fēng)面和背風(fēng)面的表面壓力系數(shù)，在此基礎(chǔ)上，利用費(fèi)雷德經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算機(jī)翼駐點(diǎn)加熱，從而得到機(jī)翼駐點(diǎn)的熱流密度、升阻比等氣動(dòng)力/熱特征參數(shù)。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮加工誤差的高超聲速機(jī)翼魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟(9)中，選擇1s,300s,600s,1000s四個(gè)工況點(diǎn)，如表3所示，

表3四個(gè)計(jì)算工況點(diǎn)

時(shí)間(s)高度(Km)速度(m/s)(攻角°)1121.337622.244030079.357505.424060071.276442.3640100049.002536.2040

設(shè)在1s,300s,600s,1000s時(shí)駐點(diǎn)熱流值分別為Q₁,Q₂,Q₃,Q₄，升阻比為K₁,K₂,K₃,K₄，基于線性化假設(shè)，可將單位面積上的總加熱量近似表示為：

$Q_0=\left(\frac{Q_1+Q_2}{2}\right)\·300+\left(\frac{Q_2+Q_3}{2}\right)\·300+\left(\frac{Q_3+Q_4}{2}\right)\·400---\left(7\right)$

將式(7)歸一化處理得：

$\stackrel{\‾}{Q_0}=w_1{Q}_1+w_2{Q}_2+w_3{Q}_3+w_4{Q}_4---\left(8\right)$

其中，[w₁,w₂,w₃,w₄]＝[0.15,0.3,0.35,0.2]為權(quán)重因子，機(jī)翼的平均升阻比為：

$\stackrel{\‾}{K}=0.25(K_1+K_2+K_3+K_4)---\left(9\right).$

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮加工誤差的高超聲速機(jī)翼魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟(10)中，利用區(qū)間參數(shù)頂點(diǎn)法得到機(jī)翼駐點(diǎn)總加熱量及機(jī)翼升阻比的區(qū)間上下界的流程為：由于機(jī)翼駐點(diǎn)總加熱量及平均升阻比為設(shè)計(jì)變量x和的函數(shù)，即當(dāng)通過(guò)區(qū)間方法對(duì)表面加工誤差系數(shù)進(jìn)行定量化表征后，則駐點(diǎn)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(jī)翼駐點(diǎn)總加熱量的下界和上界，和為機(jī)翼平均升阻比的下界和上界，并且以上各量可以通過(guò)下式計(jì)算：

式中，根據(jù)區(qū)間數(shù)學(xué)理論，可以得到機(jī)翼駐點(diǎn)總加熱量及平均升阻比的區(qū)間中心值和半徑，表示為：

式中，和為機(jī)翼駐點(diǎn)總加熱量的區(qū)間中心值和區(qū)間半徑，和為機(jī)翼平均升阻比的區(qū)間中心值和區(qū)間半徑。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種考慮加工誤差的高超聲速機(jī)翼魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟(11)中，建立如下的多目標(biāo)魯棒優(yōu)化模型：

式中，f為目標(biāo)函數(shù)，表示對(duì)目標(biāo)函數(shù)的區(qū)間中心值優(yōu)化，而表示對(duì)目標(biāo)函數(shù)的區(qū)間半徑優(yōu)化，從而降低目標(biāo)函數(shù)對(duì)加工誤差系數(shù)的敏感程度，提高目標(biāo)函數(shù)的魯棒性；為約束條件，N為約束條件的個(gè)數(shù)。