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申请/专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日：2024-05-10
公开（公告）日：2024-06-07
公开（公告）号：CN118153210A
主分类号：G06F30/15
分类号：G06F30/15;G06F119/14
优先权：
专利状态码：在审-实质审查的生效
法律状态：2024.06.25#实质审查的生效;2024.06.07#公开
摘要：本发明属于空气动力学领域，公开了一种菱形背弹翼升力线非线性的优化设计方法及菱形背弹翼。优化设计方法包括选取设计变量；选取目标函数；通过试验设计方法确定设计点；通过数值模拟方法获取设计点对应的目标函数；建立目标函数与设计变量的响应函数；通过遗传算法优化目标函数，得到最终外形几何参数。优化设计方法解决了菱形背弹翼前后两组翼面因较大气动干扰导致的升力线斜率非线性变化大的问题，降低了菱形背弹翼在跨声速范围升力线斜率随马赫数变化的非线性。菱形背弹翼增大了菱形背弹翼布局飞行器宽速域飞行能力，提高了飞行过程中的平稳度，降低了结构过载和结构重量，减小了飞行过程中非线性运行范围，改善了气动性能和飞行控制难度。
主权项：1.菱形背弹翼升力线非线性的优化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S10.选取设计变量；根据总体指标，确定菱形背弹翼的初始外形几何参数为设计变量；初始外形几何参数包括前翼弦长C1、后翼弦长C2、前翼安装角η1、后翼安装角η2、前翼后掠角Λ1、后翼后掠角Λ2、前翼展长L1和后翼展长L2；S20.选取目标函数；选取跨音速升力斜率梯度作为目标函数；其中，为跨音速升力斜率梯度曲线在波峰处的升力斜率，为跨音速升力斜率梯度曲线在波谷处的升力斜率,为波谷处的马赫数与波峰处的马赫数之间的差量；S30.通过拉定超立方试验设计方法在设计变量变化范围内确定设计点，基于数值模拟方法计算设计点对应的目标函数；通过Kriging代理模型建立设计点与目标函数的响应关系；通过遗传算法优化目标函数，得到优化后的目标函数对应的最终外形几何参数。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 菱形背弹翼升力线非线性的优化设计方法及菱形背弹翼
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