一种无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法与流程

技术特征：
1.一种无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法，其特征在于，包括：步骤一、确定待优化设计的基线外形、设计状态、设计目标以及设计约束；步骤二、构建目标函数，并分别确定设计目标以及设计约束的权值；步骤三、根据所述目标函数推导伴随方程边界条件以及梯度求解公式；步骤四、以所述基线外形为输入，采用hicks-henne形状函数对外形进行弯扭参数化，得到设计变量；步骤五、采用无线插值方法生成基线外形流场计算网格；步骤六、根据基线外形流场计算网格，采用基于n-s方程的cfd求解方法计算基线外形的气动性能参数；步骤七、根据所述气动性能参数求解伴随方程，获取伴随变量的数值解；步骤八、根据所述梯度求解公式、所述气动性能参数以及所述伴随变量的数值解计算目标函数对所述设计变量的梯度；步骤九、采用最速下降法进行梯度搜索，获取最优解，并根据最优解生成优化外形；步骤十、采用基于n-s方程的cfd求解方法计算优化外形的气动性能参数，对比优化外形的气动性能参数与上一轮外形的气动性能参数，检验优化设计结果是否满足要求，若是，则停止优化，否则，返回步骤五，直至迭代步数超过预设最大值。2.根据权利要求1所述的无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法，其特征在于，步骤一中，所述确定待优化设计的基线外形、设计状态、设计目标以及设计约束包括：所述基线外形为大展弦比飞翼布局；所述设计状态为飞行马赫数ma＝0.75、迎角α＝4
°
；所述设计目标为阻力优化；所述设计约束为升力、力矩以及面积不降低。3.根据权利要求2所述的无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法，其特征在于，步骤二中，所述构建目标函数，并分别确定设计目标以及设计约束的权值包括：目标函数为：其中，c
d
阻力系数，c
l
为升力系数，c
m
为俯仰力矩系数，a(is)为第is个控制剖面的面积，c
l0
为基线外形在设计状态下的升力系数初始量值，c
m0
为基线外形在设计状态下的俯仰力矩系数初始量值，a0(is)为基线外形在设计状态下的第is个控制剖面的面积初始量值，isection为控制剖面的数目，各部分的权值分别取：ω1＝50，ω2＝2，ω3＝0.001，ω4＝0.5；设计目标的权值：阻力系数c
d
绝对值减小；设计约束的权值：升力系数c
l
变化不超过5％；俯仰力矩系数-0.004≤c
m
≤0.008；控制剖面的面积a(is)变化不超过6％。4.根据权利要求3所述的无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法，其特征在
于，步骤三中，所述根据所述目标函数推导伴随方程边界条件以及梯度求解公式包括：根据目标函数推导获得对应的伴随方程边界条件为：根据目标函数推导获得对应的伴随方程边界条件为：根据目标函数推导获得对应的伴随方程边界条件为：根据目标函数推导获得对应的伴随方程边界条件为：ψ＝(ψ1,φ1,φ2,φ3,θ)
t
其中，m
∞
为自由来流马赫数，p
∞
为压力，s
ref
为参考面积，α为迎角，(x
ref
,y
ref
)为力矩参考点坐标，ψ＝(ψ1,φ1,φ2,φ3,θ)
t
为伴随变量；对应的梯度求解公式为：(i,j＝1,2,3)f
i
＝s
ij
f
j
f
vi
＝s
ij
f
vj
其中，n
i
为计算域的方向向量，f
i
为三维n-s方程的无粘通矢量项，f
vi
为三维n-s方程的三粘性通矢量项，j为物理域(x1,x2,x3)到计算域(ξ1,ξ2,ξ3)变换矩阵的模量，s
ij
为计算空间矩阵，db
ξ
、dd
ξ
分别为计算空间中的表面与空间积分单元。5.根据权利要求4所述的无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法，其特征在于，步骤四中，所述设计变量为108个，分别包括4个控制剖面的每个剖面26个设计变量，以及4个剖面扭转角。6.根据权利要求5所述的无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法，其特征在于，步骤六中，所述基线外形的气动性能参数包括：阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数以及
控制剖面的面积。

技术总结
本申请属于航空航天技术领域，特别涉及一种无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法。本申请的无尾飞翼布局的多约束精细化气动优化设计方法，采用统一目标函数实现多种设计约束下设计目标优化，采用基于N-S方程流场求解方法获得精确的气动性能，采用基于伴随理论的梯度求解方法快速高效获得多设计变量的梯度信息，有效实现了无尾布局多设计约束、精细化设计、高效优化设计的统一，满足工程上飞机方案详细设计要求，能够快速的获得优化设计结果。结果。结果。


技术研发人员：刘晓冬 张沛良 王永恩 何光洪 衣然 吴蓝图 郭旺柳 石钧之
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
技术研发日：2021.11.18
技术公布日：2022/3/7