一种协同射流翼型的CST-EGO多参数优化设计方法

本发明属于飞行器流体控制及空气动力学优化设计，涉及机翼的流动控制和气动优化，具体涉及一种协同射流翼型的cst-ego多参数优化设计方法，通过参数化描述和全局优化算法，实现对协同射流翼型的设计参数进行整体优化，提高协同射流翼型的气动效率和飞行性能。

背景技术：

1、飞机飞行主要依靠机翼产生的升力，翼型是机翼设计的关键，翼型的气动特性决定了机翼的升力、阻力和俯仰力矩等参数，进而影响飞机的飞行速度、稳定性和操纵性等性能。传统的机翼设计重点在于通过静态的形状来实现最佳气动效率，然而这种方法通常在特定的飞行条件下才能发挥最佳效果。随着航空技术的发展，主动或被动流动控制方法被引入到机翼设计中，其目的是通过对机翼上的流场施加影响，以改变流场的结构和特性，有效提高机翼的气动效率，进而提高飞机的整体飞行性能。主动流动控制是指通过向流场中添加或抽取能量或动量，或者改变流场中的压力或温度，来实现对流场的控制。被动流动控制是指通过改变机翼表面的形状或粗糙度，或者在机翼表面设置一些附加装置，来实现对流场的控制。

2、协同射流翼型技术（co-flow jet airfoil）是主动流动控制技术的一种，其原理是通过在翼型内部放置抽吸泵，泵从后缘附近的吸气口吸入表面气流，经过泵的加压，从前缘附近的喷气口切向喷射等质量的高速度射流，实现零净质量流量控制，进而实现对翼型周围流场的有效控制。协同射流翼型技术的优点是能够在不增加机翼重量和复杂度的情况下，通过调节射流的强度和方向，实现对机翼的升力、阻力和俯仰力矩的主动控制，提高机翼的气动效率和飞行性能。协同射流翼型设计包括了多个设计参数，包括喷气口相关设计、吸气口相关设计、射流动量系数、喷气口与吸气口之间曲线外形等，都能影响协同射流翼型设计的气动效果。例如，喷气口的设计直接影响射流的速度和方向，而吸气口的设计则影响气流的吸入效率。射流动量系数是决定射流与周围流场相互作用强度的关键参数，而喷气口与吸气口之间的外形则直接影响流体在翼型表面的流动特性。

3、当前的协同射流翼型设计主要采用单参数优化方法，即在控制其余设计参数不变的同时，将某一设计参数作为控制变量，与其余设计参数构成一组设计参数组合，确定该设计参数变化区间内的最佳设计点，即完成一个设计参数的选取；确定一个设计参数后，进行第二个设计参数选取，直至得到全部设计参数。这种方法虽然在一定程度上简化了设计流程，但也存在以下明显的不足和局限性：首先，由于多个设计参数存在相互关联型，因此单参数优化方法不能获得全局最优的设计参数组合，只能得到局部最优或次优的设计参数组合，导致协同射流翼型的气动效果无法达到最佳水平；其次，单参数优化方法需要进行多次的设计参数选取，每次选取都需要进行大量的数值模拟或实验测试，耗费大量的时间和资源，效率低下；此外，单参数优化方法难以考虑到设计参数之间的相互影响，以及设计参数与流场特性之间的复杂关系，因此难以对协同射流翼型的气动机理进行深入的分析和理解，难以提出有效的改进方案。

4、因此，如何在协同射流翼型设计中实现多个关键设计参数的综合优化，使其能够综合考虑多个设计参数之间的相互关联性和影响，以及设计参数与流场特性之间的复杂关系，从而实现对协同射流翼型的设计参数进行整体优化，以提高协同射流翼型的气动效率和飞行性能，是亟待解决的技术问题。

技术实现思路

1、（一）发明目的

2、针对现有协同射流翼型设计中存在的缺陷和不足，尤其是现有单参数优化方法中无法全面考虑多个设计参数间的相互影响和整体最优化问题，本发明旨在提供一种协同射流翼型的cst-ego多参数优化设计方法，通过采用cst参数化方法对中间下沉段曲线进行参数化描述，以及采用ego优化方法、kriging代理模型并结合拉丁超立方方法和ei加点准则等，综合考虑喷气口位置、吸气口位置、中间下沉段曲线形状及射流动量系数等关键设计变量的相互作用，实现对这些参数的整体优化，实现对协同射流翼型的气动效率和飞行性能的提高。

3、（二）技术方案

4、为实现该发明目的，解决其技术问题，本发明采用如下技术方案：

5、一种协同射流翼型的cst-ego多参数优化设计方法，其特征在于，所述多参数优化设计方法在实施时至少包括如下步骤：

6、ss1. 选择一现有协同射流翼型作为待优化的初始翼型，所述初始翼型包括设置在其吸力面上的一临近前缘位置布置的喷气口、一临近尾缘位置布置的吸气口以及位于所述喷气口和吸气口之间的一中间下沉段曲线，并根据目标协同射流翼型在气动设计条件下的综合气动性能按需选定优化设计变量，所述优化设计变量至少包括喷气口位置、喷气口尺寸、吸气口位置、吸气口尺寸、中间下沉段曲线和/或射流动量系数 c μ；

7、ss2. 确定优化目标和约束条件，所述优化目标至少基于目标协同射流翼型在气动设计条件下的能量消耗和/或气动性能进行确定，包括翼形的升力系数 c l、阻力系数 c d、升阻比系数 c l /c d、功耗系数 p c和/或考虑能量消耗的等效升阻比系数 k c，所述约束条件至少基于目标协同射流翼型在气动设计条件下的形状尺寸限制、能量消耗限制和/或气动工况条件限制进行确定；

8、ss3. 采用cst（class function/shape function transformation）参数化方法对中间下沉段曲线的几何形状进行参数化描述，利用多个bpo多项式（bernsteinpolynomial, bpo）线性组合的方式对中间下沉段曲线进行cst拟合，通过cst拟合式中的类函数和形状函数描述中间下沉段曲线的基本轮廓和详细几何特性，通过cst拟合式中各bpo多项式对应的权重参数 a i调节中间下沉段曲线的形状，通过权重参数 a i的变化率控制中间下沉段曲线的弯度，并通过对中间下沉段曲线的两端进行斜率约束以使其与喷气口和吸气口相切，同时避免中间下沉段曲线的任何部分出现凹形状态；

9、ss4. 采用ego（efficient global optimization）全局优化方法获得优化后的设计变量组合，通过使用均匀分布的拉丁超立方抽样方法在由各优化设计变量形成的多维设计空间中随机选取初始样本点并由此构建初始样本点集，基于所述初始样本点集及优化目标和约束条件，运用cfd数值模拟方法计算每个样本点对应的气动性能函数值，并进而构建kriging代理模型以近似反映真实的气动性能函数并给出预测值的不确定性，通过使用ei（expected improvement）加点准则并根据kriging代理模型的预测值和不确定性评估每个候选样本点的改进期望值，对于改进期望值最大的候选样本点，计算其在气动设计条件下所对应的目标函数值及其约束条件值；

10、ss5. 在每轮ego全局优化后，评估优化目标是否满足预定的终止条件，如果达到或超过了预设目标且满足约束条件则优化过程结束，并输出最优化的设计变量组合，如果未达到目标，则返回步骤ss4，将改进期望值最大的候选样本点作为新的样本点加入到样本点集中并更新kriging代理模型，继续优化过程，直至满足终止条件。

11、（三）技术效果

12、同现有技术相比，本发明的协同射流翼型的cst-ego多参数优化设计方法，具有以下有益且显著的技术效果：

13、（1）本发明提供了一种协同射流翼型的cst-ego多参数优化设计方法，该方法能够有效地实现协同射流翼型的气动优化设计，提高协同射流翼型的气动效率和飞行性能。该方法综合考虑了协同射流翼型的几何形状、流动控制参数、气动性能指标和能量消耗等多个方面，采用了参数化方法和全局优化方法，能够充分利用初始样本点的信息，实现对协同射流翼型的设计参数进行整体优化，从而实现对协同射流翼型的气动效率和飞行性能的提高。

14、（2）本发明采用cst参数化方法对协同射流翼型的几何外形进行参数化表示，利用cst权重系数和射流动量系数作为优化设计变量，能够准确地描述协同射流翼型的几何特征，降低优化设计变量的个数，简化优化问题的复杂度。cst参数化方法是一种基于bpo多项式的参数化方法，能够灵活地描述任意形状的翼型，尤其适用于具有中间下沉段曲线的协同射流翼型。

15、（3）本发明采用基于kriging代理模型以及ei加点准则的ego全局优化方法对协同射流翼型进行气动优化设计，利用kriging代理模型对真实的气动性能函数进行近似表示，利用ei加点准则对改进期望值进行评估，能够有效地搜索全局最优解，提高优化效率和质量。kriging代理模型是一种基于高斯过程的回归模型，能够利用初始样本点的气动性能函数值，实现对真实的气动性能函数的近似表示，同时给出预测值的不确定性，以便于后续的优化搜索。ei加点准则是一种常用的用于选择下一个采样点的准则，能够利用kriging代理模型的预测值和不确定性，实现对改进量的概率和期望的评估，从而实现对全局最优解的有效搜索。

16、（4）本发明采用等效升阻比和功耗系数作为优化目标和约束条件，综合考虑协同射流翼型的气动性能和流动控制效果，能够有效地提高协同射流翼型的升力和升阻比，降低协同射流翼型的功耗和阻力，提高协同射流翼型的飞行性能。等效升阻比是一种考虑能量消耗的气动效率指标，能够反映协同射流翼型在流动控制条件下的气动性能，其最大化意味着协同射流翼型的升力和升阻比的同时最大化，功耗和阻力的同时最小化。功耗系数是一种考虑流动控制能量的约束条件，能够反映协同射流翼型的流动控制效果，其满足意味着协同射流翼型的流动控制能量在可接受的范围内。