[发明专利]基于人工神经网络的跨音速翼型自然层流延迟转捩设计方法

摘要

发明属于飞机设计技术领域，具体为一种基于人工神经网络的跨音速翼型自然层流延迟转捩设计方法。本发明的具体步骤如下：（1）利用翼型参数化方法分析翼型的外形，建立翼型参数化表达方式；（2）根据翼型在跨音速巡航流场中的气动特点，提取和跨音速自然层流相关的气动参数；（3）利用人工神经网络技术，实现智能的系统优化；最终输出相应的新翼型数据。本发明方法可使在飞机跨音速巡航飞行下，在（弱）激波‑边界层的复杂流动环境中，实现翼型表面层流区域的扩大，从而延迟层流转捩的发生，实现摩擦阻力减小的目标。由本发明所获得的新的优良跨音速自然层流性能的翼型，可以应用于飞机机翼和发动机短舱剖面的设计优化之中。

主权项

1.一种飞机跨音速翼型自然层流延迟转捩设计方法，是基于人工神经网络技术的，其特征在于，具体步骤如下：（1）利用翼型参数化方法分析翼型的外形，建立翼型参数化表达方式：采用PARSEC参数化方法描述飞机翼型，建立飞机翼型表达方式，即以如下11个PARSEC参数：前缘半径rle，上/下翼面最大厚度Xup和Xlo，上/下翼面最大厚度对应位置Zup和Zlo，上/下翼面顶点曲率Zxxup和Zxxlo，后缘宽度△ZTE，后缘垂直高度ZTE，后缘楔角βTE，后缘方向角αTE，模拟翼型几何状况；由此，上翼面和下翼面曲线参数化表达式为式（1）所示：（1）an为多项式系数，n=1,2,…,6；对于上翼面，系数 an由矩阵方程（2）给出：（2）对于下翼面，系数 an由矩阵方程（3）给出：（3）获得拟合系数，即建立几何参数与实际翼型外形的联系；其中xup为上翼面各个点横坐标,xte为翼面尾缘处的横坐标；（2）根据翼型在跨音速巡航流场中的气动特点，提取和跨音速自然层流相关的气动参数：运用流场计算方程进行流场计算并获得层流区域长度的结果；流场求解选用NS方程，采用SST湍流模型；在求解层流‑湍流分布的时候应用基于SST湍流模式的间歇因子的γ‑Re转捩模型，如式（4）（5）所示，其中ρ为密度，U为速度，p为压力，γ为湍流间歇因子，Reθt为当地动量雷诺数，μ为分子粘度，μt为根据Boussinesq假设的湍流粘度，Pγ为湍流间歇因子生成项，Eγ为湍流间歇因子耗散项，Uj为j方向的速度，j=1，2，3，σf为经过实验标定的系数 ，Pθt为动量雷诺数产生项：       （4）    （5）通过求解以上方程组获得流场解，得到对应的层流区域长度的气动性能参数；（3）利用人工神经网络技术，实现智能的系统优化；最终输出相应的新翼型数据。