本发明涉及机翼设计技术领域，特别涉及一种机翼翼型选配设计方法。
背景技术：
工业界普遍的机翼翼型选配都是先根据升阻特性、力矩特性要求从翼形库中选择匹配度较高的翼型，然后对选定平面几何参数的机翼选配翼型并定义几组几何扭转等翼型的相关参数，对其进行气动特性分析，若气动特性分析满足要求则开展下一步优化设计，若不满足则重新对选定平面几何参数的机翼选配翼型，再定义几何扭转等翼型的相关参数并对其进行气动特性分析，直到气动特性分析满足要求。
由于主要分析集中在翼型的设计分析，以上方法简称2D机翼设计。早期低速飞机的翼型基本决定了机翼的气动特点，通过人工迭代的翼型选配设计可以满足研制进度要求。但随着气动设计技术的精细化发展，分析手段的不断提高，具备小展弦比、大后掠角等特征机翼的大量使用，翼型与全机气动特性并不充分对应，采用原始方法要找到非常匹配的翼型比较困难，且工作效率较低。
为解决以上问题，越来越多学术界研究集中到3D机翼设计，即将机翼作为一个整体型面进行3维的分析和优化。显然，这种方法对仿真能力、数据处理能力以及优化方法等各个方面要求均较高，在参数变化较大的飞机概念、初步设计阶段并不适合，尤其是在机翼翼型选配设计时产生的设计点偏移问题，虽然获得了最大升阻比，但与使用点的升力系数对应的升阻比却不一定是最大升阻比。
技术实现要素：
为克服上述现有技术存在的至少一种缺陷，本发明提供了一种机翼翼型选配设计方法，包括如下步骤：
步骤一，选定一组机翼参数{X0，X1，X2，X3，…}1,并建立该组机翼参数的参数化机翼气动分析模型，选取第一迎角α1和第二迎角α2，计算α1对应的第一升力系数CL1和第一力矩系数CM1，计算α2对应的第二升力系数CL2和第二力矩系数CM2；
步骤二，根据预先给定的CL设通过公式(1)计算与CL设对应的第三迎角α3，CL设为与设计点对应的升力系数，
α3＝α1+(CL设-CL1)/(CL2-CL1)*(α2-α1) (1)；
根据公式(2)计算零升力矩系数CM0，
CM0＝CM1–(CM2–CM1)/(CL2-CL1)*CL1 (2)；
步骤三，计算与α3对应的阻力系数CD3，并对阻力系数CD3进行修正，并通过公式(3)计算使用点对应的升阻比K使，其中δCD为阻力修正系数，
K使＝CL设/(CD3+δCD) (3)；
步骤四，定义约束条件与优化目标，所述优化目标为使K使最大化，将所述约束条件和优化目标代入遗传算法计算，获得最佳机翼参数{X0，X1，X2，X3，…}最佳，将最佳机翼参数{X0，X1，X2，X3，…}最佳作为步骤一中的机翼参数，重新执行一遍步骤一至步骤三，求得使用点的最大升阻比K使max。
优选的，步骤一中选定的机翼参数包括机翼主要占位扭转角和翼型参数。
优选的，步骤二中的第一迎角α1为2°，第二迎角α2为4°，CL设值为0.2。
优选的，步骤四中的约束条件包括机翼参数的变量范围约束和零升力矩系数的范围约束。
优选的，步骤四中的遗传算法采用多岛遗传算法。
本发明提供的一种机翼翼型选配设计方法，在机翼平面形状参数确定的条件下，通过计算快速找到与设计点相匹配的最大升阻比，并能保证该最大升阻比满足约束条件，解决了设计中存在的设计点偏移问题。
附图说明
图1是本发明提供的机翼翼型选配设计方法的使用点示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面通过具体的实施例对本发明作进一步详细的描述。
具体实施例：
步骤一，应用改进的Hicks-Henne方法对基础翼型进行参数化，选用气动分析软件FLO22，建立参数化机翼分析数学模型，机翼参数包括机翼主要占位扭转角和翼型参数{Yita[4]，Airfoil_1[23]，Airfoil_2[23]，Airfoil_3[23]，……}，选定小迎角2°为第一迎角α1，选定小迎角4°为第一迎角α2，计算出α1对应的第一升力系数CL1为0.15，第一力矩系数CM1为-0.015，计算出α2对应的第二升力系数CL2为0.25，第二力矩系数CM2为-0.03；
步骤二，预先给定的与设计点对应的升力系数CL设为0.2，通过下面公式(1)计算出CL设对应的第三迎角α3为3°，
α3＝α1+(CL设-CL1)/(CL2-CL1)*(α2-α1) (1)；
根据下面公式(2)计算出零升力矩系数CM0为0.0075，
CM0＝CM1–(CM2–CM1)/(CL2-CL1)*CL1 (2)；
步骤三，计算与α3对应的阻力系数CD3为0.005，并对阻力系数CD3进行修正，并通过下面公式(3)计算出使用点对应的升阻比K使为20，其中阻力修正系数δCD为0.005，
K使＝CL设/(CD3+δCD) (3)；
步骤四，应用ModelCenter软件构建优化分析环境，定义约束条件与优化目标，所述约束条件包括机翼参数的变量范围约束和零升力矩系数的范围约束，所述优化目标为使K使最大化，其中：
变量：{Yita[4]，Airfoil_1[23]，Airfoil_2[23]，Airfoil_3[23]，……}；
变量范围：-0.1<Airfoil_1[1]<0.1，……
约束：CM0，Camber[3]，Thinkness[3]；
约束范围：0.006<CM0<0.008，0<Camber[1]<0.05，……
优化目标：K使最大化；
将所述约束条件和优化目标代入多岛遗传算法计算，获得一组最佳机翼参数，将最佳机翼参数作为步骤一中的机翼参数，重新执行一遍步骤一至步骤三，通过公式(1)至公式(3)求得使用点的最大升阻比K使max为22。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。