一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法技术

本发明专利技术提出了一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法。构建了能在共轴刚性旋翼翼型设计复杂约束下同时优化多个旋翼气动性能指标，并维持大范围稳健性的先进翼型设计方法，推动了翼型多目标设计方法面向共轴刚性直升机翼型设计等重要工程领域的应用，具有重要的工程应用价值。通过执行该设计方法设计的翼型，相对于经典的OA系列翼型，在中、低速特性有所提升的情况下，高速特性提升显著且更加稳健，所有状态下力矩特性也明显更好，可以满足新一代共轴刚性直升机旋翼翼型的性能指标要求。求。求。

【技术实现步骤摘要】
一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法


[0001]本专利技术涉及翼型设计
，以及计算机仿真与数值优化
，具体为一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法。

技术介绍

[0002]常规构型直升机受制于300km/h左右(大前进比)高速前飞情形下旋翼后行桨叶存在大分离流现象，分离严重时甚至达到桨叶径向区域85％，使得后行桨气动特性很差，无法产生升力和向前的推力，而前行桨叶与后行桨为满足旋翼气动力特性的匹配，前行桨桨叶型面(翼型)无法工作于高升阻比所对应的攻角范围，从而严重影响到直升机高速大前进比飞行时的气动效率。长久以来，为了克服飞行速度的限制，有效扩展直升机飞行速度包线，国外直升机工程师开展了多种飞行速度超过400km/h高速直升机研究，主要包括推力转换式、倾转旋翼式、涵道风扇复合式、基于前行桨叶概念的共轴刚性旋翼高速直升机。其中，最有代表性的为基于前行桨叶概念的共轴刚性旋翼高速直升机，它们以美国西科斯基公司XH
‑
59A和X2技术验证机、S
‑
97“侵袭者”高速武装直升机等为代表。
[0003]共轴双旋翼直升机，在飞行时存在两幅旋翼的对转运动，桨盘两侧同时存在前行桨叶，合力自然作用于转轴处，前行桨叶的高动压保证了足够的拉力，后行桨叶可不用提供拉力；在直升机高速前飞时，可将后行桨叶卸载以避免大范围反流区引起的阻力、噪声激增等问题，因此此类直升机可以大幅提高前飞速度。共轴刚性旋翼翼型系列设计是复杂的多目标多约束综合权衡设计问题，相比于常规构型旋翼气动布局，共轴刚性旋翼上、下桨叶的强干扰效应导致径向型面呈现非均匀入流条件，使得传统上适用于单旋翼复杂流场环境、性能优良的旋翼翼型，可能难以满足共轴刚性旋翼的性能需求。该类直升机在前飞时，前行桨叶桨尖马赫数接近0.9，激波和压缩性非常强，需求翼型要比常规直升机翼型具有显著更高的阻力发散马赫数，并维持较低的零升阻力系数。桨叶外段激波强度和激波位置随马赫数变化非常敏感，气动力系数变化剧烈，设计翼型一定要维持一定范围内阻力系数的稳健性。后行桨叶在低速状态下具有较高的升力系数以平衡前行桨叶的高动压，以及大的失速攻角和缓失速特性。同时要考虑悬停和机动等状态下的性能，即要求在低速到高亚音速状态下均具有高升阻比和最大升力系数。此外，为减小扭矩及操纵载荷，各个剖面翼型在所有马赫数状态下均具有较小的抬头力矩。设计要求相对于单旋翼翼型更加严苛。

技术实现思路

[0004]针对共轴刚性直升机旋翼翼型的高维多目标优化设计难题和高效多目标稳健设计难题，本专利技术提出了一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法，构建了能在共轴刚性旋翼翼型设计复杂约束下同时优化多个旋翼气动性能指标，并维持大范围稳健性的先进翼型设计方法，推动了翼型多目标设计方法面向共轴刚性直升机翼型设计等重要工程领域的应用，具有重要的工程应用价值。
[0005]本专利技术的技术方案为：
[0006]所述一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法，包括如下步骤：
[0007]步骤1：选择初始翼型，并对初始翼型进行参数化；
[0008]步骤2：根据多种飞行状态确定共轴刚性旋翼的设计条件和设计要求，并转化为高维多目标优化问题数学模型；
[0009]步骤3：根据共轴双旋翼直升机前飞时的桨尖翼型前进速度，确定相应马赫数范围内的多目标稳健性和约束可靠性评价指标；
[0010]步骤4：结合步骤3得到的多目标稳健性和约束可靠性评价指标，建立多目标稳健设计优化模型；
[0011]步骤5：获取多个计算状态下的样本，并获取样本气动特性；所述样本包括：针对带有稳健性评价指标的目标和可靠性评价指标的约束而构建的随机变量和设计变量联合样本，以及针对确定性设计目标和约束的样本；
[0012]步骤6：针对步骤5获取的样本分别构建并训练代理模型；
[0013]步骤7：采用MOEAs算法对步骤4建立的多目标稳健设计优化模型进行优化获得收敛Pareto解集，然后对获得的解集使用非线性降维方法进行目标降维分析，获得最重要的一组目标；
[0014]这里Pareto解是指多目标优化问题的一个“不坏”的解，所以也叫有效解、非劣解或可接受解。在优化过程中每次迭代均调用步骤6训练好的代理模型对各个目标的适应值进行分析解算，包括确定性的性能指标以及稳健性评价指标。稳健性评价指标需要调用基于随机变量和设计变量联合的代理模型，然后基于蒙特卡洛模拟进行不确定分析和量化，获得稳健性和可靠性评价指标。
[0015]步骤8：对步骤7得到的最重要的一组目标使用MOEAs算法进行多目标优化，判断是否收敛，收敛则继续往下执行，否则返回到步骤7重新执行直至多目标解集收敛；
[0016]步骤9：对步骤8得到的收敛的解集进行判断，判断是否满足设计要求，满足则输出结果并结束，否则使用多目标优化加点准则选择新样本点，并获取样本气动特性，添加到样本库中，然后返回步骤6，对样本库中的样本分别构建并训练代理模型，重新往后执行，直至收敛输出结果并结束。
[0017]进一步的，采用OA407翼型作为初始翼型。
[0018]进一步的，采用3阶B
‑
样条曲线对初始翼型进行参数化。
[0019]B
‑
样条曲线假设空间一段曲线由若干个顺序排列的点所控制，即
[0020][0021]其中m+1为控制点个数，B
i,k
(x)是阶数为k的第i段基函数。其中0阶B
i,k
(x)定义为
[0022][0023]然后，可以推导出k阶B
‑
样条为
[0024][0025]B
‑
splines的广泛使用除了其灵活性之外，局部支撑性也是其最重要的特性。其中
i表示B
‑
splines的编号，并且递推过程中约定0/0＝0。通过递推定义我们知道，对于常用的k次B
‑
splines，需要定义的节点数为M+k+1，其中M为基函数个数。
[0026]进一步的，步骤2中，所述飞行状态包括前飞、悬停和机动状态。
[0027]进一步的，所述共轴刚性旋翼翼型在不同飞行状态下的设计条件和设计要求为：
[0028][0029]其中，Ma
dd
为阻力发散马赫数，并转化得到的高维多目标优化问题数学模型为：
[0030][0031]Min:(f1,f2,f3,f4,f5,f6,f7,f8,f9,f
10
,f
11
,f
12
,f
13
)
[0032]S.t.t≥7％
[0033][0034][0035][0036]其中X为步骤1得到的参数化后的翼型设计变量；t为翼型厚度。
[0037]进一步的，步骤3中确定的多目标稳健性和约束可靠性评价指标为马赫数范围0.84
‑
0.87内的升阻和力矩特性的均本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
Min:(f1,f2,f3,f4,f5,f6,f7,f8,f9,f
10
,f
11
,f
12
,f
13
)S.t.t≥7％S.t.t≥7％S.t.t≥7％其中X为步骤1得到的参数化后的翼型设计变量；t为翼型厚度。5.根据权利要求1或4所述一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法，其特征在于：步骤3中确定的多目标稳健性和约束可靠性评价指标为马赫数范围0.84
‑
0.87内的升阻和力矩特性的均值和方差：6.根据权利要求5所述一种高效的共轴刚性旋翼翼型多目标稳健设计方法，其特征在于：步骤4中，建立多目标稳健设计优化模型为：FindX∈[X
U
,X
L
],Re/Ma＝7.2
...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵欢，高正红，夏露，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：