本發(fā)明屬于超聲速民用飛機(jī)設(shè)計(jì)，具體涉及一種超聲速民機(jī)低聲爆概念布局綜合設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

1、隨著經(jīng)濟(jì)的高速發(fā)展，民用航空運(yùn)輸?shù)男枨笤谖磥?lái)將大幅增長(zhǎng)，加快飛行速度、提高乘坐舒適度是未來(lái)民機(jī)發(fā)展至關(guān)重要的要求。目前民機(jī)主流為高亞聲速民機(jī)，雖然技術(shù)已經(jīng)相對(duì)成熟，但飛行速度較慢，在遠(yuǎn)程航線飛行，尤其是跨洋飛行時(shí)，飛行時(shí)間過(guò)長(zhǎng)，乘坐舒適度也隨之急劇下降，難以滿足未來(lái)民機(jī)性能需求。超聲速民機(jī)能極大地改善高亞聲速民機(jī)所具有的相關(guān)問(wèn)題，已成為民機(jī)未來(lái)發(fā)展的主要方向之一。

2、根據(jù)nasa制定的“n+x”代超聲速民機(jī)發(fā)展計(jì)劃，未來(lái)首先將發(fā)展小型超聲速民機(jī)，最終目標(biāo)是發(fā)展出大型超聲速民機(jī)。然而，聲爆強(qiáng)度是制約未來(lái)超聲速民機(jī)發(fā)展的核心問(wèn)題?！皀+x”代超聲速民機(jī)發(fā)展計(jì)劃制定的部分技術(shù)指標(biāo)要求如表1所示，其中要求超聲速民機(jī)巡航狀態(tài)的聲爆感覺(jué)噪聲級(jí)不超過(guò)70pldb。

3、表1“n+x”代環(huán)境和性能指標(biāo)

4、

5、多年研究表明，降低聲爆強(qiáng)度是一項(xiàng)極具挑戰(zhàn)性的難題：聲爆的地面感覺(jué)噪聲級(jí)每降低1分貝，都意味著聲能量大幅降低。此外，在降低聲爆的同時(shí)，要保證優(yōu)異的巡航氣動(dòng)性能則更加困難。由于聲爆強(qiáng)度與飛機(jī)的重量和尺寸密切相關(guān)，降低小型飛機(jī)的聲爆強(qiáng)度相對(duì)更容易，因此現(xiàn)有技術(shù)中已提出多種針對(duì)小型超聲速民機(jī)和超聲速公務(wù)機(jī)的低聲爆低阻布局，如：us8453961、us6729577等。然而，對(duì)于大型超聲速民機(jī)而言，實(shí)現(xiàn)良好低聲爆低阻性能面臨更苛刻、更復(fù)雜的設(shè)計(jì)難題。相關(guān)研究表明，將性能優(yōu)異的超聲速公務(wù)機(jī)低聲爆低阻布局應(yīng)用于大型超聲速民機(jī)，發(fā)現(xiàn)性能完全無(wú)法達(dá)到指標(biāo)。

6、因此，瞄準(zhǔn)未來(lái)大型超聲速民機(jī)的研制，針對(duì)大型超聲速民機(jī)的低聲爆低阻布局，目前仍存在重大的空缺。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本發(fā)明提供一種超聲速民機(jī)低聲爆概念布局綜合設(shè)計(jì)方法，可有效解決上述問(wèn)題。

2、本發(fā)明采用的技術(shù)方案如下：

3、本發(fā)明提供一種超聲速民機(jī)低聲爆概念布局綜合設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：

4、步驟s1，以低聲爆為目標(biāo)，采用反設(shè)計(jì)方法對(duì)飛機(jī)布局開(kāi)展大幅度修型設(shè)計(jì)，得到第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型；

5、步驟s2，采用后體布局解析化設(shè)計(jì)策略，對(duì)所述第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的后體布局開(kāi)展優(yōu)化設(shè)計(jì)，確定后體布局，從而得到第二飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型；

6、步驟s3，采用參數(shù)化近場(chǎng)超壓分布方法，對(duì)所述第二飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的機(jī)身開(kāi)展反設(shè)計(jì)，具體為對(duì)機(jī)身進(jìn)行修型設(shè)計(jì)，從而得到最終的飛機(jī)低聲爆構(gòu)型。

7、優(yōu)選的，步驟s1具體為：

8、步驟s1.1，給定飛機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)，包括：飛機(jī)重量w、馬赫數(shù)ma、巡航高度h、飛機(jī)等效長(zhǎng)度l、機(jī)頭鈍度yf、f函數(shù)斜率k1和頭尾激波比pf/pr；在所述飛機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)下，采用jsgd低聲爆算法，計(jì)算出低聲爆目標(biāo)f函數(shù)分布，并將所述低聲爆目標(biāo)f函數(shù)分布轉(zhuǎn)換為目標(biāo)等效截面積分布；

9、步驟s1.2，確定飛機(jī)基準(zhǔn)構(gòu)型和設(shè)計(jì)變量；

10、步驟s1.3，采用修正線化方法分析所述飛機(jī)基準(zhǔn)構(gòu)型的等效截面積分布，并將其與步驟s1.1中的目標(biāo)等效截面積分布比較，計(jì)算出平方差差值；

11、步驟s1.4，確定優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)和約束條件；其中：優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)為所述平方差差值最??；

12、步驟s1.5，判斷所述平方差差值是否滿足優(yōu)化終止條件；如果不滿足，則執(zhí)行步驟s1.6；如果滿足，則執(zhí)行步驟s1.7；

13、步驟s1.6，在所述約束條件下，以所述平方差差值最小為目標(biāo)，調(diào)整設(shè)計(jì)變量的值，從而調(diào)整所述飛機(jī)基準(zhǔn)構(gòu)型的機(jī)身和機(jī)翼的形狀，得到調(diào)整后的所述飛機(jī)基準(zhǔn)構(gòu)型；再針對(duì)調(diào)整后的所述飛機(jī)基準(zhǔn)構(gòu)型，返回步驟s1.3，如此不斷進(jìn)行優(yōu)化；

14、步驟s1.7，輸出此時(shí)調(diào)整后的所述飛機(jī)基準(zhǔn)構(gòu)型，即為所述第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型。

15、優(yōu)選的，所述約束條件為：飛機(jī)客艙尺寸所要求的機(jī)身體積上下限。

16、優(yōu)選的，所述優(yōu)化終止條件為：最近連續(xù)若干次迭代循環(huán)得到的所述平方差差值不再減少，達(dá)到平穩(wěn)狀態(tài)；

17、所述調(diào)整所述飛機(jī)基準(zhǔn)構(gòu)型的機(jī)身和機(jī)翼的形狀，具體為：調(diào)整所述飛機(jī)基準(zhǔn)構(gòu)型的機(jī)身外形、機(jī)翼后掠、機(jī)翼上反角和機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角。

18、優(yōu)選的，步驟s2具體為：

19、步驟s2.1，確定后體布局形式；其中，所述后體布局形式包括t尾、十字尾或者v尾布局；

20、步驟s2.2，采用后體布局解析化設(shè)計(jì)策略，對(duì)所述第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的后體布局開(kāi)展優(yōu)化設(shè)計(jì)，確定后體布局，從而得到所述第二飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型。

21、優(yōu)選的，步驟s2.2具體為：通過(guò)所述第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的機(jī)翼和機(jī)身關(guān)鍵點(diǎn)的幾何坐標(biāo)，在滿足以下解析化的相對(duì)位置關(guān)系表達(dá)式的約束下，確定尾翼平面的關(guān)鍵點(diǎn)位置坐標(biāo)，進(jìn)而確定尾翼的位置和平面形狀，得到后體布局；

22、

23、其中：

24、ma為飛機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的馬赫數(shù)；

25、z0是飛機(jī)正下方的參考位置的高度；

26、xw、yw和zw分別為第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的機(jī)翼翼尖后緣點(diǎn)的x、y、z坐標(biāo)；

27、xwr、ywr和zwr分別為第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的機(jī)翼翼根后緣點(diǎn)的x、y、z坐標(biāo)；

28、xf、yf和zf分別為第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的機(jī)身末端點(diǎn)的x、y、z坐標(biāo)；

29、xhl和zhl分別為尾翼翼根前緣點(diǎn)的x、z坐標(biāo)；

30、xhrt和zhrt分別為尾翼翼根后緣點(diǎn)的x、z坐標(biāo)；

31、xhtl、yhtl和zhtl分別為尾翼翼尖后緣點(diǎn)的x、y、z坐標(biāo)；

32、由此通過(guò)所述第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的機(jī)翼和機(jī)身關(guān)鍵點(diǎn)的幾何坐標(biāo)，確定尾翼平面的關(guān)鍵點(diǎn)位置坐標(biāo)；其中，所述第一飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型的機(jī)翼和機(jī)身關(guān)鍵點(diǎn)包括機(jī)翼翼尖后緣點(diǎn)、機(jī)翼翼根后緣點(diǎn)和機(jī)身末端點(diǎn)；所述尾翼平面的關(guān)鍵點(diǎn)包括尾翼翼根前緣點(diǎn)、尾翼翼根后緣點(diǎn)和尾翼翼尖后緣點(diǎn)。

33、優(yōu)選的，步驟s3中，以所述第二飛機(jī)優(yōu)化構(gòu)型為初始的飛機(jī)外形，采用以下方法對(duì)機(jī)身進(jìn)行修型設(shè)計(jì)，從而得到最終的飛機(jī)低聲爆構(gòu)型：

34、步驟s3.1，在飛機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的馬赫數(shù)ma下，采用計(jì)算流體力學(xué)方法cfd對(duì)當(dāng)前飛機(jī)外形進(jìn)行定升力計(jì)算，并提取出在設(shè)計(jì)升力系數(shù)下飛機(jī)正下方距離飛機(jī)r處的近場(chǎng)超壓分布dp/p∞，并采用下式將近場(chǎng)超壓分布dp/p∞換算為轉(zhuǎn)換等效截面積分布aec：

35、

36、其中：γ為比熱比1.2；p∞為無(wú)窮來(lái)流的靜壓；dp為當(dāng)?shù)仂o壓相對(duì)于無(wú)窮來(lái)流靜壓的差值；l為飛機(jī)沿機(jī)體縱軸方向x的長(zhǎng)度；t為變量，t取值范圍為0～l；

37、步驟s3.2，通過(guò)優(yōu)化方法獲得地面感覺(jué)噪聲級(jí)pldb最小的近場(chǎng)超壓目標(biāo)分布：

38、步驟s3.2.1，將步驟s3.1中獲得的近場(chǎng)超壓分布dp/p∞進(jìn)行參數(shù)化，選取近場(chǎng)超壓分布dp/p∞的信號(hào)波形上的極大值和極小值作為關(guān)鍵控制點(diǎn)1和關(guān)鍵控制點(diǎn)2，將其參數(shù)化為分段線性函數(shù)的形式；其中，關(guān)鍵控制點(diǎn)i的坐標(biāo)為(xi，(dp/p)i)，i＝1,2，xi和(dp/p)i分別代表關(guān)鍵控制點(diǎn)i的橫坐標(biāo)和縱坐標(biāo)；橫坐標(biāo)為飛機(jī)沿機(jī)體縱軸方向，縱坐標(biāo)為垂直方向；

39、步驟s3.2.2，將步驟s3.1中的轉(zhuǎn)換等效截面積分布aec的末端值aec,end作為表征飛機(jī)升力的指標(biāo)，在優(yōu)化中約束末端值aec,end不變；

40、步驟s3.2.3，分別選取飛機(jī)客艙段的起始位置xstart、最寬位置xwidest和結(jié)束位置xend作為關(guān)鍵站位1、關(guān)鍵站位2和關(guān)鍵站位3；在每個(gè)關(guān)鍵站位j處，j＝1,2,3，其轉(zhuǎn)換等效截面積分布aec,j需要滿足以下兩式：

41、aec,upper≈aec,j+aev,upper-aev,j

42、aec,lower≈aec,j+aev,lower-aev,j

43、其中：aec,upper和aec,lower，分別是在關(guān)鍵站位j處的轉(zhuǎn)換等效截面積分布的上限和下限；aev,j為當(dāng)前優(yōu)化構(gòu)型在關(guān)鍵站位j處的體積等效截面積分布；aev,upper和aev,lower，分別是在關(guān)鍵站位j處的體積等效截面積分布的上限和下限；

44、步驟s3.2.4，步驟s3.2.1中的關(guān)鍵控制點(diǎn)i的橫坐標(biāo)xi固定，以縱坐標(biāo)(dp/p)i作為設(shè)計(jì)變量；將近場(chǎng)超壓分布dp/p∞采用廣義burgers方程傳播到地面，并計(jì)算地面感覺(jué)噪聲級(jí)pldb，以地面感覺(jué)噪聲級(jí)pldb為目標(biāo)函數(shù)，在步驟s3.2.2和步驟s3.2.3的約束下，優(yōu)化縱坐標(biāo)(dp/p)i，使地面感覺(jué)噪聲級(jí)pldb最小化，獲得的優(yōu)化解對(duì)應(yīng)的等效截面積分布即為近場(chǎng)超壓目標(biāo)分布；

45、步驟s3.2.5，將步驟s3.2.4優(yōu)化獲得的近場(chǎng)超壓目標(biāo)分布換算為轉(zhuǎn)換等效截面積目標(biāo)分布aec,t；

46、步驟s3.3，調(diào)整機(jī)身外形，使構(gòu)型在正下方r處的轉(zhuǎn)換等效截面積分布與轉(zhuǎn)換等效截面積目標(biāo)分布aec,t匹配，得到內(nèi)層迭代設(shè)計(jì)后的飛機(jī)外形；

47、步驟s3.3.1，根據(jù)當(dāng)前飛機(jī)外形的轉(zhuǎn)換等效截面積分布aec、體積等效截面積分布aev和轉(zhuǎn)換等效截面積目標(biāo)分布aec,t，按照如下的混合可信度近似公式獲得體積等效截面積目標(biāo)分布aev,t；

48、aev,t≈aev+aec,t-aec

49、步驟s3.3.2，將當(dāng)前飛機(jī)外形參數(shù)化，分析飛機(jī)外形的體積等效截面積分布aev，并計(jì)算與體積等效截面積目標(biāo)分布aev,t的平方差值，得到體積等效截面積平方差值；

50、步驟s3.3.3，以所述體積等效截面積平方差值最小化作為目標(biāo)函數(shù)，對(duì)飛機(jī)外形的參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，直到體積等效截面積平方差值不能進(jìn)一步減小，獲得優(yōu)化的飛機(jī)外形；

51、步驟s3.3.4，對(duì)步驟s3.3.3獲得的飛機(jī)外形進(jìn)行cfd分析，獲得飛機(jī)正下方r位置處的近場(chǎng)超壓分布dp/p∞，并換算為轉(zhuǎn)換等效截面積分布aec，并計(jì)算得到轉(zhuǎn)換等效截面積分布aec和轉(zhuǎn)換等效截面積目標(biāo)分布aec,t的平方差值，得到轉(zhuǎn)換等效截面積平方差值；

52、以所述轉(zhuǎn)換等效截面積平方差值最小化作為目標(biāo)函數(shù)，對(duì)飛機(jī)外形的參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，直到轉(zhuǎn)換等效截面積平方差值不能進(jìn)一步減小，獲得優(yōu)化的飛機(jī)外形，為內(nèi)層迭代設(shè)計(jì)后的飛機(jī)外形；

53、步驟s3.4，判斷所述內(nèi)層迭代設(shè)計(jì)后的飛機(jī)外形的升力系數(shù)是否收斂到設(shè)計(jì)要求的升力系數(shù)，如果沒(méi)有，則返回步驟s3.1，循環(huán)執(zhí)行步驟s3.1到步驟s3.3，直到所述內(nèi)層迭代設(shè)計(jì)后的飛機(jī)外形的升力系數(shù)收斂到設(shè)計(jì)要求的升力系數(shù)，

54、此時(shí)獲得的外形即為采用超聲速民機(jī)低聲爆概念布局綜合設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)的最終的飛機(jī)低聲爆構(gòu)型。

55、本發(fā)明提供的一種超聲速民機(jī)低聲爆概念布局綜合設(shè)計(jì)方法具有以下優(yōu)點(diǎn)：

56、本發(fā)明提供一種超聲速民機(jī)低聲爆概念布局綜合設(shè)計(jì)方法，尤其是一種針對(duì)大型超聲速民機(jī)的低聲爆低阻氣動(dòng)布局構(gòu)型設(shè)計(jì)方法，采用本發(fā)明方法，可解決超聲速民機(jī)低聲爆概念布局的快速設(shè)計(jì)難題，能以較少的計(jì)算資源消耗，高效地設(shè)計(jì)出具有優(yōu)秀低聲爆低阻特性的超聲速民機(jī)概念布局，良好地兼顧了大型超聲速民機(jī)的低聲爆和低阻性能。