【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞机设计领域，具体的为一种兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法及宽速域翼型族。
技术介绍
1、最新公开的下一代战斗机的最新的战斗机设计方案“next generation airdominance(ngad)”用于替代现役先进战斗机f-22，ngad战斗机采用无垂尾的翼身融合布局，其中机翼/机身高度融合，整体采用折线三角翼设计。可见，下一代战斗机与现役战斗机相比，气动布局有了很大的改变，传统的机身-机翼-尾翼构型已经逐渐转化为翼身融合的大后掠三角翼无尾布局，意味着新型战斗机设计将面临着以下严峻挑战：1)气动方面，折线三角翼表明ngad战斗机追求比现役战斗机f-22更高的超声速巡航速度、更好的超声速机动性能且要兼顾亚声速机动性能，因此在宽速域范围内提高低速升力、降低高速阻力、提高阻力发散马赫数是亟需解决的问题；2)隐身方面，ngad战斗机无垂尾、扁平化和机翼/机身高度融合的布局比现役战斗机f-22更强调隐身性能，随着现代雷达技术和反隐身技术的快速发展，更好的雷达隐身性能可有效提升战斗机在现代战争中的生存能力，因此进一步降低雷达散射截面积是另一个亟需解决的问题。
2、目前，战斗机常用设计手段是在现役先进战斗机外形的基础上，基于高精度cfd计算，采用ffd参数方法建立表面网格和设计变量之间的映射，通过寻优算法，得到新设计变量，更新几何外形，反复迭代进行精细化设计。而战斗机由于要追求超声速巡航和机动性能采用薄翼设计，翼型具有前缘较尖、相对厚度和相对弯度较小、最大厚度点靠后的特征，采用现有战斗机设计方法时遇到如
技术实现思路
1、为了解决现有技术中存在的上述问题，本专利技术提出一种兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，通过将机翼分区选出优化剖面，初步降低优化问题维度，基于优化剖面采用多框重叠ffd(free form deformation)方法进行参数化，引入不同疏密程度的控制框实现对机翼表面几何的分层控制，能够避免机翼前后缘的非物理变形，且能兼顾局部精细化设计，采用基于伴随梯度方法进行优化求解，能够有效处理不同疏密程度ffd框叠加导致的设计变量规模进一步增大的问题，提高优化效率。
2、本专利技术所提供的技术方案是：
3、一种兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，包括如下步骤：
4、步骤1：选择初始翼型，构建大后掠三角翼原始三维模型，生成cfd网格，确定优化设计状态；
5、步骤2：在三维模型上确定若干个优化剖面，按照优化剖面布置多框重叠ffd(freeform deformation)控制框，对大后掠三角翼外形进行参数化，确定设计变量；
6、步骤3：建立优化问题的数学模型，确定优化目标为降低亚声速下阻力系数、超声速下阻力系数，以及减小雷达散射截面积，选择ffd框的节点的z向坐标改变量δzi,i＝1…n作为设计变量，选择设计状态下升力系数等于设定值作为气动约束，选择剖面处优化后翼型厚度不小于原始构型，具体数学表达式为：
7、minf＝w1cdsub+w2cdsup+w3rcs
8、s.t.clsub＝c1
9、clsup＝c2
10、thickk,opt≥thickk,org k＝1～nc
11、其中，f代表优化目标函数，cd代表阻力系数，rcs代表雷达散射截面积,w1,w2,w3代表优化权重系数，下标sub、sup代表亚、超声速设计状态，本专利技术通过线性加权进行归一化的方式处理多个设计目标，上述优化目标函数f表示希望降低亚声速下阻力系数、超声速下阻力系数，以及减小雷达散射截面积；c1、c2代表亚、超声速设计状态设定的升力值，thickk,opt、thickk,org代表优化构型、原始构型优化剖面处翼型最大厚度；k＝1～nc代表步骤2中确定的nc个优化剖面；
12、步骤4：高精度流场/电磁场计算，并构造、求解流场/电磁场离散伴随方程，获取优化数学模型中目标函数关于设计变量的梯度；目标函数和梯度采用论文“基于ns/cfie伴随方程的飞行器气动隐身综合优化.航空学报，2023，44(12)”中公开的方法计算；
13、步骤5：采用序列二次规划(sequential quadratic programming,sqp)优化算法对步骤3的优化数学模型进行优化求解直至收敛，获得优化后的大后掠三角翼外形以及nc个优化剖面处的翼型族。
14、进一步的，所述步骤2中多框重叠ffd参数化方法的建立过程为，机翼展向按所选优化剖面布置ffd控制框，机翼弦向按细密、次密、稀疏三种不同疏密程度布置ffd控制框，然后将三种疏密程度的ffd框合并，组成多框重叠ffd控制框；
15、将优化剖面处的多框重叠ffd控制框的节点的z向坐标zi,i＝…n的改变量δzi,i＝1…n作为设计变量，建立起表面网格和设计变量之间的映射，其中下标i表示第i个控制节点，n为所有优化剖面的全部ffd框控制节点的数量总和；坐标轴的定义为：x轴对称面机翼弦线指向流向，y轴垂直于对称面指向右翼，z轴在对称面内，垂直于x轴指向上方，满足右手系；通过改变设计变量对表面网格施加变形扰动，从而实现变形得到新外形的表面网格，继而采用径向基函数(radial basis function，rbf)-无限插值(trans-finiteinterpolation，tfi)网格变形方法，基于新外形的表面网格对空间网格进行插值变形，得到新外形的cfd计算网格。
16、进一步的，所述步骤4具体包含如下子步骤：
17、步骤4.1：基于步骤2中所得外形和网格，基于rans方程进行流场计算，得到收敛流场解向量和气动目标cdsub，cdsup的值；采用多层快速多极子方法求解麦克斯韦方程组进行电磁场计算，得到收敛电磁场解向量和隐身目标rcs的值；将气动目标cdsub，cdsup的值和隐身目标rcs的值通过步骤3建立的优化模型数学表达式加权耦合，得到目标函数f的值；
18、步骤4.2：根据收敛的流场解向量构造并求解流场离散伴随方程，获取气动目标关于设计变量的梯度；构造、求解电磁离散伴随方程，获得隐身目标关于设计变量的梯度；将气动目标关于设计变量的梯度和隐身目标关于设计变量的梯度叠加，得到目标函数f关于设计变量的梯度。
19、进一步的，步骤5中优化求解过程具体为，将步骤4得到的优化目标函数及其关于设计变量的梯度一起反馈给优化算法，判断是否满足优化收敛准则，若不满足优化收敛准则，s本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，步骤2中，采用多框重叠FFD控制框，对大后掠三角翼外形进行参数化的过程为:在机翼展向按所选优化剖面布置FFD控制框，机翼弦向按细密、次密、稀疏三种不同疏密程度布置FFD控制框，然后将三种疏密程度的FFD框合并，组成多框重叠FFD控制框；
3.根据权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，所述步骤3中优化问题数学模型的建立过程为，确定优化目标为降低亚声速下阻力系数、超声速下阻力系数，以及减小雷达散射截面积；以FFD框的节点的Z向坐标改变量ΔZi,i＝1…n作为设计变量，以设计状态下升力系数等于设定值作为气动约束，以剖面处优化后翼型最大厚度不小于原始构型最大厚度，具体数学表达式为：
4.根据权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，所述步骤4具体包含如下子步骤：
5.根据权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，步骤5中优
6.利用权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法设计得到的翼型族，其特征在于，包括翼根、翼中、翼尖三个翼型，三个翼型的统一表达式为：
7.根据权利要求6所述的翼型族，其特征在于：
8.根据权利要求6所述的翼型族，其特征在于，获得所述翼型族采用的设计状态为：亚声速飞行Ma＝0.85,超声速飞行Ma＝1.8。
9.根据权利要求6所述的翼型族，其特征在于，相比于初始翼型，翼根翼型特点为：翼根翼型前缘半径降低，降低激波阻力和减小雷达反射截面积，从前缘三分之一的位置开始上抬以兼顾气动/隐身特性，翼型后缘上翘以降低超声速末端激波强度，进一步减小超声速状态下的阻力；
...【技术特征摘要】
1.兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，步骤2中，采用多框重叠ffd控制框，对大后掠三角翼外形进行参数化的过程为:在机翼展向按所选优化剖面布置ffd控制框，机翼弦向按细密、次密、稀疏三种不同疏密程度布置ffd控制框，然后将三种疏密程度的ffd框合并，组成多框重叠ffd控制框；
3.根据权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，所述步骤3中优化问题数学模型的建立过程为，确定优化目标为降低亚声速下阻力系数、超声速下阻力系数，以及减小雷达散射截面积；以ffd框的节点的z向坐标改变量δzi,i＝1…n作为设计变量，以设计状态下升力系数等于设定值作为气动约束，以剖面处优化后翼型最大厚度不小于原始构型最大厚度，具体数学表达式为：
4.根据权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征在于，所述步骤4具体包含如下子步骤：
5.根据权利要求1所述兼顾气动/隐身的战斗机翼型优化设计方法，其特征...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵欢，邓俊，高正红，黄江涛，赵轲，周琳，夏露，张伟，冯聪，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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