一種全工況條件下的高升阻比低力矩特性9%厚度旋翼翼型制造技術(shù)

本發(fā)明專利技術(shù)提出一種全工況條件下的高升阻比低力矩特性9％厚度旋翼翼型。申請人綜合利用多種優(yōu)化策略，彌補(bǔ)了目前優(yōu)化算法對于多設(shè)計點(diǎn)、多約束問題處理的不足，改進(jìn)了常規(guī)的翼型參數(shù)化方法，針對不同剖面的工作狀態(tài)，采用不同氣動分析算法，高效、精確地得到氣動數(shù)值解。在給定的工作狀態(tài)下，得到全工況條件下高升阻比9％厚度旋翼翼型，并提高了旋翼機(jī)動，懸停升阻比，適用于高速旋翼的葉片設(shè)計。本發(fā)明專利技術(shù)提出的9％厚度旋翼翼型與現(xiàn)有公開的9％厚度旋翼翼型相比，提高了旋翼機(jī)動，懸停升阻比，進(jìn)而提升了旋翼效率，有著良好的工程實用性。

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
一種全工況條件下的高升阻比低力矩特性9％厚度旋翼翼型
本專利技術(shù)涉及旋翼翼型設(shè)計
，具體為一種應(yīng)用于高性能直升機(jī)旋翼的全工況條件下的高升阻比低力矩特性9％厚度旋翼翼型，以提高旋翼機(jī)動，懸停升阻比為目的，適用于高速旋翼的葉片設(shè)計。
技術(shù)介紹
旋翼需要在懸停、前飛和機(jī)動等多種復(fù)雜運(yùn)動狀態(tài)下工作，在槳盤平面內(nèi)不同方位角位置上，翼型的繞流條件有重大變化，其工作迎角從0°變化到大于160°，甚至靠近槳葉根部的翼型還可能處于反流區(qū)中；其工作馬赫數(shù)從低于0.2直到大于0.8，這就要求旋翼翼型既具有優(yōu)良的高速超臨界性能又具有優(yōu)良的低速大迎角氣動性能，此外，由于旋翼操縱載荷的限制，要求翼型具有接近于零的力矩系數(shù)。直升機(jī)性能與先進(jìn)旋翼翼型設(shè)計的密切關(guān)系主要體現(xiàn)在如下兩方面：(1)旋翼翼型性能的提升能夠促進(jìn)高性能直升機(jī)的發(fā)展，如自然層流超臨界翼型使得翼型在相對厚度不變的條件下，阻力發(fā)散馬赫數(shù)提高0.05～0.12，或使翼型最大相對厚度提高2％～5％，因此，法國的OA5旋翼翼型系列的低阻力、高阻力發(fā)散馬赫數(shù)特性使得直升機(jī)的前飛速度、機(jī)動性能有明顯的提高。(2)直升機(jī)由于其不同于固定翼飛行器的特殊飛行機(jī)理，對翼型設(shè)計提出了特殊指標(biāo)要求，需要在苛刻俯仰力矩限制條件下滿足前飛、機(jī)動、懸停等多種飛行狀態(tài)下對翼型不同性能的要求。近幾十年，各國對旋翼翼型進(jìn)行了全面的研究，如法國ONERA發(fā)展的OA系列翼型；美國BoeingVertol公司發(fā)展的VR系列翼型；德國宇航院發(fā)展的DM-H系列翼型等。其中OA3系列的旋翼翼型性能全面，被廣泛應(yīng)用配置于各個直升機(jī)旋翼，成熟度較高。這些國外先進(jìn)翼型數(shù)據(jù)并不對外公開，處于技術(shù)保密狀態(tài)。目前國內(nèi)尚無關(guān)于高升阻比旋翼翼型的專利技術(shù)。國外現(xiàn)有公開的9％厚度旋翼翼型OA309在旋翼機(jī)動，懸停時的升阻比性能一般，阻礙了旋翼飛行效率的提高，并對發(fā)動機(jī)性能要求較高，不能適應(yīng)新型直升機(jī)高性能旋翼設(shè)計的需求。
技術(shù)實現(xiàn)思路
要解決的技術(shù)問題現(xiàn)有的常規(guī)翼型中，例如OA309旋翼翼型，在旋翼機(jī)動，懸停時的升阻比性能一般，阻礙了旋翼飛行效率的提高，并對發(fā)動機(jī)性能要求較高。鑒于以上目的，本專利技術(shù)旨在提出具有高升阻比性能穩(wěn)定的旋翼翼型，可以提高旋翼的氣動效率。技術(shù)方案申請人綜合利用多種優(yōu)化策略，彌補(bǔ)了目前優(yōu)化算法對于多設(shè)計點(diǎn)、多約束問題處理的不足，改進(jìn)了常規(guī)的翼型參數(shù)化方法，針對不同剖面的工作狀態(tài)，采用不同氣動分析算法，高效、精確地得到氣動數(shù)值解。在給定的工作狀態(tài)下，得到全工況條件下高升阻比9％厚度旋翼翼型，并提高了旋翼機(jī)動，懸停升阻比，適用于高速旋翼的葉片設(shè)計。文中提到的全工況，是指直升機(jī)旋翼翼型在實際使用時的全部工作條件。本專利技術(shù)的技術(shù)方案為：所述一種全工況條件下的高升阻比低力矩特性9％厚度旋翼翼型，其特征在于：所述翼型上下表面幾何坐標(biāo)(x，y)表達(dá)式分別為：其中下標(biāo)up和low分別表示翼型的上、下表面，C為翼型弦長，系數(shù)為：進(jìn)一步優(yōu)選方案，所述一種全工況條件下的高升阻比低力矩特性9％厚度旋翼翼型，其特征在于：系數(shù)優(yōu)選：有益效果現(xiàn)有公開的9％厚度旋翼翼型，在旋翼機(jī)動，懸停時的升阻比性能一般，阻礙了旋翼飛行效率的提高，并對發(fā)動機(jī)性能要求較高。本專利技術(shù)提出的9％厚度旋翼翼型與現(xiàn)有公開的9％厚度旋翼翼型相比，提高了旋翼機(jī)動，懸停升阻比，進(jìn)而提升了旋翼效率，有著良好的工程實用性。本專利技術(shù)的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本專利技術(shù)的實踐了解到。附圖說明本專利技術(shù)的上述和/或附加的方面和優(yōu)點(diǎn)從結(jié)合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：圖1為本專利技術(shù)采用結(jié)合遺傳算法與響應(yīng)面方法優(yōu)化策略的流程圖；圖2為本專利技術(shù)采用結(jié)合遺傳算法與Kriging模型優(yōu)化策略的流程圖；圖3為本專利技術(shù)相對厚度9％翼型的示意圖；圖4為Ma＝0.13時HA309與OA309翼型實驗值升阻比特性比較圖；圖5為Ma＝0.19時HA309與OA309翼型實驗值升阻比特性比較圖。具體實施方式下面詳細(xì)描述本專利技術(shù)的實施例，所述實施例是示例性的，旨在用于解釋本專利技術(shù)，而不能理解為對本專利技術(shù)的限制。由于目前公開的9％厚度旋翼翼型在旋翼機(jī)動，懸停時的升阻比性能一般，阻礙了旋翼飛行效率的提高，并對發(fā)動機(jī)性能要求較高。申請人綜合利用多種優(yōu)化策略，彌補(bǔ)了目前優(yōu)化算法對于多設(shè)計點(diǎn)、多約束問題處理的不足，改進(jìn)了常規(guī)的翼型參數(shù)化方法，針對不同剖面的工作狀態(tài)，采用不同氣動分析算法，高效、精確地得到氣動數(shù)值解。在給定的工作狀態(tài)下，得到全工況條件下高升阻比9％厚度旋翼翼型，并提高了旋翼機(jī)動，懸停升阻比，適用于高速旋翼的葉片設(shè)計。目前有很多成熟的翼型設(shè)計方法，如人-機(jī)對話修改設(shè)計、反設(shè)計方法、優(yōu)化設(shè)計方法等。人-機(jī)對話修改通過計算機(jī)屏幕直接修改翼型的幾何外形，通過對修型后翼型的氣動特性計算檢驗修改效果，這種方法費(fèi)時費(fèi)力，也不便于考慮粘性、激波等因素的影響；反設(shè)計方法是給定目標(biāo)壓力分布進(jìn)行翼型設(shè)計，其難點(diǎn)在于要求設(shè)計人員具有豐富的經(jīng)驗和專業(yè)知識，設(shè)計難度較大；優(yōu)化設(shè)計方法則是是在給定約束條件下，直觀的變化翼型氣動外形，從而得到最優(yōu)解，由于優(yōu)化設(shè)計方法優(yōu)化效果良好，操作方便，近些年來也被廣泛應(yīng)用。申請人便采用優(yōu)化設(shè)計方法對低雷諾數(shù)螺旋槳翼型進(jìn)行多目標(biāo)，多約束的氣動優(yōu)化設(shè)計。為了更全面的得到優(yōu)化結(jié)果，專利技術(shù)采用兩種不同的優(yōu)化方法進(jìn)行翼型優(yōu)化設(shè)計，其具體分為：優(yōu)化方法之一是結(jié)合遺傳算法(GeneticAlgorithms，簡稱GA)與響應(yīng)面法的各自特點(diǎn)，利用遺傳算法的全局性良好，對于多極值設(shè)計對象的優(yōu)勢；應(yīng)用響應(yīng)面模型進(jìn)行目標(biāo)特性分析，極大地提高了遺傳算法的優(yōu)化效率，是耦合多點(diǎn)氣動分析策略和高效優(yōu)化的算法。優(yōu)化程序中，首先確定響應(yīng)面模型的基本形式，均采用不含交叉項的二階響應(yīng)面模型。然后采用D優(yōu)化準(zhǔn)則選取合理的實驗點(diǎn)數(shù)。利用求解器數(shù)值解建立高精度的響應(yīng)面模型，用響應(yīng)面模型代替經(jīng)典遺傳算法中數(shù)量龐大的氣動特性分析程序。遺傳算法計算適應(yīng)度時只需調(diào)用響應(yīng)面模型，而響應(yīng)面模型的計算量非常小，因此使得遺傳算法的計算量顯著減少，優(yōu)化效率極大提高。優(yōu)化方法之二是Kriging模型與遺傳算法向結(jié)合的方法，選取Kriging模型作為代理模型，遺傳算法作為子優(yōu)化算法。采用拉丁超立方試驗設(shè)計方法得到樣本點(diǎn)，通過求解氣動方程計算樣本點(diǎn)的氣動特性值，建立Kriging模型來代替優(yōu)化過程中費(fèi)時的流動數(shù)值模擬，由于最小化響應(yīng)面準(zhǔn)則沒有考慮到預(yù)測值的不確定性。此優(yōu)化策略采用ExpectedImprovement(EI)方法代替最小化響應(yīng)面法以提高模型精度。對于優(yōu)化策略，除了以上提到的優(yōu)化方法，還包括：優(yōu)化目標(biāo)及約束、翼型參數(shù)化方法、氣動力求解等。申請人采用的優(yōu)化策略的技術(shù)特點(diǎn)在于：(1)優(yōu)化目標(biāo)與約束條件的選取。采用的基于代理模型的Pareto多目標(biāo)優(yōu)化方法過程如下：首先，在計算樣本點(diǎn)的響應(yīng)值時，將各個目標(biāo)函數(shù)分別作為優(yōu)化目標(biāo)；分別建立每個目標(biāo)函數(shù)的代理模型；在子優(yōu)化過程中，采用多目標(biāo)遺傳算法NSGA-II進(jìn)行優(yōu)化，尋找代理模型上的Pareto解集；計算這些Pareto解集中每個點(diǎn)的真實函數(shù)值，并作為新的樣本點(diǎn)，進(jìn)入下一步迭代。其中，在每一步迭代結(jié)束后，將當(dāng)前已有的樣本點(diǎn)進(jìn)行非支配排序，獲得當(dāng)前真實的Par本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
一種全工況條件下的高升阻比低力矩特性9％厚度旋翼翼型，其特征在于：所述翼型上下表面幾何坐標(biāo)(x，y)表達(dá)式分別為：

【技術(shù)特征摘要】
1.一種全工況條件下的高升阻比低力矩特性9％厚度旋翼翼型，其特征在于：所述翼型上下表面幾何坐標(biāo)(x，y)表達(dá)式分別為：其中下標(biāo)up和low分別表示翼型的上、下表面，C為翼型弦長，系數(shù)為：

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：宋文萍，卜月鵬，韓忠華，楊旭東，高正紅，左英桃，黃明，彭小康，
申請(專利權(quán))人：西北工業(yè)大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：陜西,61