一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置及调整方法.pdf

一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置及调整方法。支撑基座的宽度与机翼风洞吹风模型的弦向长度相等，其长度与机翼风洞吹风模型的展向长度相同。沿支撑基座长度方向分布有多排作动器，每排作动器由多个作动器组成；各作动器分别位于该机翼的各设计点上，并与该机翼的各设计点的横坐标对应。所述的作动器成对地安装在支撑基座的上表面和下表面；同一表面上处于同一列的各作动器通过一根数据线连接在一起，用于接受同一控制信号并做出等幅位移。本发明为基于风洞实验的翼型设计的翼面变形提供了方便实用的翼面变形调整机构，依靠风洞实验环境和条件，建立了高效的翼型优化设计系统，为工程实际提供不同的翼型结果，提高了目前翼型设计水平和设计效率。

权利要求书
1.  一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置，其特征在于，所述的机翼风洞吹风模型翼面调整装置包括支撑机构(9)和控制机构；其中
a.支撑机构(9)中的支撑基座(1)为板状，其宽度与机翼风洞吹风模型的弦向长度相等，其长度与机翼风洞吹风模型的展向长度相同；支撑机构(9)中的作动器有多排，沿支撑基座(1)长度方向均布在支撑基座(1)上，并且第一排作动器位于支撑基座(1)长度的16.7％处，最后一排作动器位于支撑基座(1)长度的83.3％处；每排作动器由多个作动器组成；各作动器分别位于该机翼的各设计点上，并与该机翼的各设计点的横坐标对应；所述的作动器(5)成对地安装在支撑基座(1)的上表面和下表面；同一表面上处于同一列的多个作动器通过一根数据线连接在一起，用于接受同一控制信号并做出等幅位；
b.控制机构包括中心控制计算机(7)、压电式作动器控制器(8)和空气动力天平(10)；位于机翼模型蒙皮表面的空气动力天平(10)通过数据线将流场数据信息D3传输给中心控制计算机(7)；中心控制计算机(7)将确定的变形量通过控制指令D1传输至压电式作动器控制器(8)；压电式作动器控制器(8)将接收到的指令转换为电信号D2，传输给支撑机构(9)中的各作动器(5)；各作动器(5)根据接收到的变形量信号各自调整移动端的高度，进而通过与各作动器(5)移动端连接的支撑架(3)的支撑杆实现对机翼模型蒙皮表面高度的调整，从而实现对翼面的调整；各作动器(5)在动作时，沿机翼模型展向排列的各作动器作等幅位移。

2.  如权利要求1所述一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置，其特征在于，所述的支撑架(3)的数量与各排上的作动器的数量相同；支撑架(3)由支撑横梁和与支撑横梁相互垂直的多个支撑杆组成；支撑横梁的长度与机翼的展长相同；多个支撑杆的长度相同，并且各支撑杆的位置与支撑基座(1)上每列作动器安装孔的位置相对应；支撑杆的一端为与作动器(5)移动端的外螺纹同向的外螺纹杆；支撑杆的杆径与作动器(5)移动端的外径相同。

3.  如权利要求1所述一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置，其特征在于，所述的套筒(4)为内螺纹套筒，通过该套筒(4)将作动器(5)的移动端与支撑架(3)的支撑杆连接在一起。

4.  如权利要求1所述一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置，其特征在于，所述的机翼模型蒙皮覆盖在支撑架(3)的支撑横梁上，通过调整支撑架(3)中各支撑杆的高度实现对机翼蒙皮表面形状的调整，以获得不同的翼型的机翼模型。

5.  如权利要求1所述一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置，其特征在于，每排作动器安装孔的位置与该处机翼上表面的设计点的横坐标对应；每排作动器安装孔的数量与该处机翼上表面的设计点点数相同。

6.  一种机翼风洞吹风模型翼面调整方法，其特征在于，其具体步骤为：
步骤1，根据设计要求确定目标升力L0；设置翼面调整机构的初始翼型，得到各列作动器的初始位移量s1，s2，...，sa，其中a为翼型设计点的数量；对初始翼型的实验模型进行吹风实验，得到各列作动器所对应作用点处的升力c0l1，c0l2，…，c0lb；将各列作动器所对应作用点处的升力c0l1，c0l2，…，c0lb传输给中心控制计算机，得到初始翼型的升力各列作动器所对应作用点点数b与翼型设计点的数量相同；存储初始翼型的升力L以及作动器初始位移量s1，s2，...，sa，其中a与翼型设计点的数量相同；
步骤2，随机给出种群S1，该种群S1所包含的个体是翼面调整机构各列作动器的位移变化量Δs1，Δs2，...，Δsc，其中c与翼型设计点的数量相同；同时置遗传迭代次数计数器t＝1；将种群的S1位移变化量传输给中心控制计算机；
步骤3，中心控制计算机将得到的位移变化量数据信息通过作动器控制器传输给翼面调整机构的各组作动器，各组作动器根据接收到的位移变化信息后做出相应的位移调整，得到新的翼面形状；
步骤4，对机翼风洞吹风模型进行吹风实验；空气动力天平测出实验模型各组作动器所对应作用点处的升力cl1，cl2，…，clm，其中m与翼型设计点的数量相同；将此升力数据信息传输给中心控制计算机；
步骤5，通过中心控制计算机计算出各组作动器所对应作用点处的升力总和并将与翼型的升力L进行比较，如果不小于升力L，得到当前升力存储L的值并存储当前位移变化量即种群S1到存储单元S中；比较L与目标升力L0的大小，如果L不小于L0，则程序终止，得到满足目标升力要求的翼型，并且当前翼型即为满足目标升力要求的翼型；如果L小于目标升力L0，比较计数器中计数值t与设定的最大优化迭代次数T＝100之间的大小，如果t小于T则继续进行遗传计算，如果t等于T则程序终止；当计数器中计数值t等于设定的最大优化迭代次数T时，存储单元S中位移变化量就是由初始翼型到最大升力翼型所需的位移变化量；
步骤6，通过公式
p(i)cliΣj=1mclj,(1≤i≤m)]]>
确定种群S1中各个个体Δsi所对应的选择概率p(i)；并根据得到的选择概率p(i)利用公式
q(i)=Σj=1ip(i),(1≤i≤m)]]>
确定各个个体Δsi所对应的累积概率q(i)；在[0，1]区间内随机产生均匀分布的随机数r1，r2，…，rn，其中n与翼型设计点的数量相同；若ri≤q(1)则选中种群S1中的第一个个体Δsi作为新的群体S′1其中的一个个体，若q(k-1)≤ri≤q(k)，(2≤k≤m，2≤i≤n)则选中第k个个体Δsk作为新的群体S′1其中的一个个体；将随机数r1，r2，…，rn逐个与累积概率q(i)比较组成新的群体S′1；所述的在[0，1]区间内随机产生均匀分布的随机数的数量与机翼风洞吹风模型的设计点的数量一致；所述的群体S′1中个体的数量均与机翼风洞吹风模型的数量相同；
步骤7，对得到的群体S′1中的个体进行随机配对；同一对个体之间互相交换表示该个体所代表的位移变化量的十六位二进制代码中的后八位，从而形成新的个体，并用产生的新个体代替原个体组成新的种群S2，即翼面调整机构的作动器的位移变化量Δs″1，Δs″2，…，Δs″p，其中p与翼型设计点的数量相同；
步骤8，将群体S2作为新一代种群，即用S2代替S1，计数器t＝t+1，重复步骤3到步骤8，直至满足步骤5的要求。

说明书一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置及调整方法
技术领域
本发明涉及现代航空航天领域中的试验技术领域，具体是一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置及调整方法。
背景技术
翼型是指飞行器机翼的剖面外形，机翼是飞行器的主要升力部件，机翼的平面形状基本上由飞机飞行速度和飞机的重量确定，一旦机翼的平面形状确立后，机翼的性能好坏完全取决于翼型的空气动力学性能，所以，翼型是航空航天领域长期以来不断研究的基本要素。
正因为翼型的特殊价值，自上世纪30年代以来，美国就开发出著名的NACA4位数、5位数系列翼型以及6系列翼型等。前苏联、德国、法国、英国等航空先进国家都建立了自己的翼型系列。随着飞机速度的提高，国际上又相继研制出了超临界翼型、高速层流翼型等。此外，翼型设计技术在其它领域也有极其重要的价值如风能发电机中的叶片、推进动力中的螺旋浆剖面等等。然而，随着航空航天等领域的发展，由于任务的不同，在具体的工程设计中不能简单采用现有的某个翼型，而是需要在原来一定翼型的基础上进行进一步优化设计。随着计算流体力学(CFD)技术的提高，近年来，运用CFD技术进行翼型设计的方法得到快速的发展。在依靠CFD进行翼型设计的方法中，有反设计方法和优化设计方法等类型，而且设计方法和所采用的CFD技术也越来越精细，如美国学者Jameson教授在对Beoyin747机翼再设计研究过程发现如果对其不同剖面形状进行精细化设计，机翼阻力可降低3-5％甚至更高，然而机翼外形的变化量仅仅在其机翼表面附面层厚度范围之内(δ＝10-3～10-2量级)。可见，翼型的设计十分精细和敏感。
虽然依靠CFD进行翼型设计的方法得到快速发展，但是仍然存在下述问题：(1)作为翼型优化设计方法，尤其是采用全局优化算法的翼型设计方法，往往需要进行大量的翼型流场运算，据有关文献介绍，一个翼型外形的优化设计，可能需要进行多达几千次的流场计算。而求解空气动力学基本方程(Navier-Stokes方程)的计算量是很大的，由于这种原因，人们仍然采用近似流场分析方法，但又带来精度的损失，从而影响翼型的设计质量。(2)即使不考虑CFD的巨大计算量，以目前CFD的水平，由于湍流问题本身的理论问题没有解决，层流转捩为湍流的因素存在很大的不确定性，所以即使采用目前最好的CFD软件，也不能保证设计出最可靠的优秀翼型。
基于上述原因，发展既有实际应用价值、同时具有高效率的翼型设计系统对现代飞行器翼型设计具有重要价值。而在这个设计系统中一套能够接受程序指令，及时高精度的调整翼型形状的翼型表面变形调整结构就成为了这个系统的关键技术。而现有的机翼变形技术并不能够实现具体位置点微小变形，也不能够高效的通过计算机的控制来实现反复不断的翼型设计，难以满足优化设计的需求。
发明内容
为了避免目前依靠CFD技术进行翼型优化设计的巨大计算量、同时也避开目前CFD本身发展水平的限制，本发明提出一种调整机翼风洞吹风模型翼面的装置及调整方法。
本发明包括支撑机构和控制机构。其中支撑机构中的基座为板状，其宽度与机翼风洞吹风模型的弦向长度相等，其长度与机翼风洞吹风模型的展向长度相同。支撑机构中的作动器有多排，沿基座长度方向均布在基座上，并且第一排作动器位于基座长度的16.7％处，最后一排作动器位于基座长度的83.3％处。每排作动器由多个作动器组成；同一排上的各作动器位置的横坐标即作动器在沿基座宽度方向上的分布位置与翼型设计点的横坐标相同。所述的作动器成对地安装在基座的上表面和下表面；同一表面上处于同一列的多个作动器通过一根数据线连接在一起，用于接受同一控制信号并做出等幅位移。
控制机构包括中心控制计算机、压电式作动器控制器和空气动力天平。位于机翼模型蒙皮表面的空气动力天平通过数据线将流场数据信息D3传输给中心控制计算机；中心控制计算机将确定的变形量通过控制指令D1传输至压电式作动器控制器；压电式作动器控制器将接收到的指令转换为电信号D2，传输给支撑机构中的各作动器；各作动器根据接收到的变形量信号各自调整移动端的高度，进而通过与各作动器移动端连接的支撑架的支撑杆实现对机翼模型蒙皮表面高度的调整，从而实现对翼面的调整；各作动器在动作时，沿机翼模型展向排列的各作动器作等幅位移。
所述的支撑架的数量与各排上的作动器的数量相同；支撑架由支撑横梁和与支撑横梁相互垂直的多个支撑杆组成；支撑横梁的长度与机翼的展长相同；多个支撑杆的长度相同，并且各支撑杆的位置与基座上每列作动器安装孔的位置相对应；支撑杆的一端为与作动器移动端的外螺纹同向的外螺纹杆；支撑杆的杆径与作动器移动端的外径相同。
所述的套筒为内螺纹套筒，通过该套筒将作动器的移动端与支撑架的支撑杆连接在一起。所述的机翼模型蒙皮覆盖在支撑架的支撑横梁上，通过调整支撑架中各支撑杆的高度实现对机翼蒙皮表面形状的调整，以获得不同的翼型的机翼模型。
每排作动器安装孔的位置的横坐标与该处机翼上表面的翼型设计点的横坐标相同；每排作动器安装孔的数量与该处机翼上表面的设计点点数相同。
本发明还提出了一种机翼风洞吹风模型翼面调整方法，其具体步骤为：
步骤1，根据设计要求确定目标升力L0；设置翼面调整机构的初始翼型，得到各列作动器的初始位移量S1，S2，…，Sa，其中a为翼型设计点的数量；对初始翼型的实验模型进行吹风实验，得到各列作动器所对应设计点处的升力c0l1，c0l2，…，c0lb；将各列作动器所对应作用点处的升力c0l1，c0l2，…，c0lb传输给中心控制计算机，得到初始翼型的升力各列作动器所对应作用点点数b与翼型设计点的数量相同。存储初始翼型的升力L以及作动器初始位移量S1，S2，…，Sa，其中a与翼型设计点的数量相同。
步骤2，随机给出种群S1，该种群S1所包含的个体是翼面调整机构各列作动器的位移变化量ΔS1，ΔS2，…ΔSc，其中c与翼型设计点的数量相同，同时置遗传迭代次数计数器t＝1；将种群的S1位移变化量传输给中心控制计算机。
步骤3，中心控制计算机将得到的位移变化量数据信息通过作动器控制器传输给翼面调整机构的各组作动器，各组作动器根据接收到的位移变化信息后做出相应的位移调整，得到新的翼面形状。
步骤4，对机翼风洞吹风模型进行吹风实验；空气动力天平测出实验模型各组作动器所对应作用点处的升力cl1，cl2，…，clm，其中m与翼型设计点的数量相同；将此升力数据信息传输给中心控制计算机。
步骤5，通过中心控制计算机计算出各组作动器所对应作用点处的升力总和并将与翼型的升力L进行比较，如果不小于升力L，得到当前升力存储L并存储种群S1到存储单元S中；比较L与目标升力L0的大小，如果L不小于L0，则程序终止，得到满足目标升力要求的翼型，并且当前翼型即为满足目标升力要求的翼型；如果L小于L0，比较计数器中计数值t与设定的最大优化迭代次数T＝100之间的大小，如果t小于T则继续进行遗传计算，否则程序终止。当计数器中计数值t等于设定的最大优化迭代次数T时，即计数器中计数值t和最大优化迭代次数T均为100时，存储单元S中位移变化量就是由初始翼型到最大升力翼型所需的位移变化量。
步骤6，通过公式
p(i)=cliΣj=1mclj,(1≤i≤m)]]>
确定种群S1中各个个体Δsi所对应的选择概率p(i)；并根据得到的选择概率p(i)利用公式
q(i)=Σj=1ip(i),(1≤i≤m)]]>
确定各个个体Δsi所对应的累积概率q(i)；在[0，1]区间内随机产生均匀分布的随机数r1，r2，…，rn，其中n与翼型设计点的数量相同；若ri≤q(1)则选中种群S1中的第一个个体Δsi作为新的群体S′1其中的一个个体，若q(k-1)≤ri≤q(k)，(2≤k≤m，2≤i≤n)则选中第k个个体Δsk作为新的群体S′1其中的一个个体；将随机数r1，r2，…，rn逐个与累积概率q(i)比较组成新的群体S′1；所述的在[0，1]区间内随机产生均匀分布的随机数的数量与机翼风洞吹风模型的设计点的数量一致；所述的群体S′1中个体的数量均与机翼风洞吹风模型的数量相同。
步骤7，对得到的群体S′1中的个体进行随机配对；同一对个体之间互相交换表示该个体所代表的位移变化量的十六位二进制代码中的后八位，从而形成新的个体，并用产生的新个体代替原个体组成新的种群S2，即翼面调整机构的作动器的位移变化量Δs″1，Δs″2，…，Δs″p，其中p与翼型设计点的数量相同；
步骤8，将群体S2作为新一代种群，即用S2代替S1，计数器t＝t+1，重复步骤3到步骤8，直至满足步骤5的要求。
本发明是将基本翼型的外形轮廓建立在一个可以调节的支撑系统上，该支撑系统是由多个支撑调节器组成的，每个调节器都可以伸缩，通过各个调节器的伸缩变化，达到改变翼型外形的目的，整个支撑系统和翼型轮廓一起构成了风洞实验吹风模型。
本发明翼面调整机构的所有调节器以及翼型气动性能的测量元件与中心优化计算机相连接。通过遗传算法处理接收测量元件传来的翼型气动数据，然后根据天平测量的气动力变化，优化软件给各个调节器下达指令调整各个调节器的伸缩量，这样通过多代遗传的方法最终优化出各个调节器的伸缩量；此优化设计原理与目前基于CFD技术的优化算法相同，不同的是：目前基于CFD技术的翼型优化设计系统需要不断调用CFD软件进行流场数值模拟获得翼型的气动性能，而本发明是直接通过风洞实验的流场和翼型气动力测量数据对翼面直接进行调整而进行的优化设计。
本发明为基于风洞实验的翼型设计需要的翼面变形提供了一种高效高精度的翼面变形调整机构从而消除了目前依靠CFD技术进行翼型设计时进行大量CFD计算所带来的优化效率低下的问题；同时，消除了CFD技术在计算翼型粘性流动过程中的理论缺陷、计算方法的不确定性等问题。保证了翼型设计结果的物理上的可靠性和工程实用性。
从效率方面比较，在目前计算机条件下，计算一个粘性翼型流场的时间基本上需要1小时，而风洞实验中获得一个流场的时间基本上一秒种就可以了，所以，本发明所提供的翼面变形机构以及与其对应的基于风洞实验的优化设计方法的优化设计效率基本上是利用CFD设计效率的3600倍。从精度方面讲，风洞实验基本上是真实翼型工作条件的实验室再现，其误差仅仅在于风洞洞壁干扰和平台测量的误差；而依靠CFD的流场计算精度，目前尚不能完全标定，从理论上讲，目前依靠湍流模型计算粘性流动的方法本身就存在理论上的不确定性。所以，本发明所提出的翼面调整机构以及优化设计方法的翼型优化精度远比依靠CFD设计的技术途径可靠。
本发明用于现代航空航天领域，能够提高目前翼型设计水平和设计效率，依靠风洞实验环境和条件，通过将翼型设计为变形机构，建立实用、高效的翼型优化设计系统，为工程实际提供不同的翼型结果。
附图说明
图1是调整机构与机翼内的布局示意图；
图2是调整机构的局部示意图；
图3是调整机构的结构示意图；
图4是支撑基座的结构示意图，其中a是俯视图，b是左视图；
图5是支撑架的结构示意图；
图6是控制机构的控制流程示意图。其中：
1.支撑基座          2.弹性蒙皮          3.支撑架    4.连接套筒    5.作动器
6.连接螺栓         7.中心控制计算机    8.压电式作动器控制器      9.支撑机构
10.空气动力天平    D1.控制指令         D2.电信号     D3.流场信息
具体实施方式
实施例一
本实施例是一种用于翼型设计的机翼风洞吹风模型的翼面变形调整装置，机翼风洞吹风模型采用NACA0012翼型作为初始翼型，并且机翼风洞吹风模型垂直于展向的各个截面上的NACA0012翼型的弦长相同。所述的机翼风洞吹风模型翼型设计点为34个，在同一个翼剖面上均分为两组沿翼型弦向分布于机翼的上表面和下表面，并且上表面和下表面相互对应的设计点的横坐标相同。在本实施例中坐标系的原点位于机翼风洞吹风模型前缘中点处，横坐标轴沿机翼风洞吹风模型的弦向从前缘到后缘，纵坐标轴沿机翼风洞吹风模型的展向从模型根部到梢部，Z轴垂直于XOY平面向上。
本实施例包括支撑机构9和控制机构。其中支撑机构9由支撑基座1、弹性蒙皮2、支撑架3、连接套筒4和作动器5以及连接螺栓6组成；控制机构包括中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10。
本实施例中的机翼模型用于进行翼型设计，沿机翼风洞吹风模型弦向的截面翼型为同一种翼型并且它们的弦长相等。支撑机构9中的支撑基座1为板状，其宽度与机翼风洞吹风模型的弦向长度相等，其长度与机翼风洞吹风模型的展向长度相同。支撑基座1上分布有作动器安装孔。该安装孔分为三排，沿支撑基座1长度方向分布在机翼风洞吹风模型长度的16.7％、50％和83.3％处。每排有17个安装孔，并且每个安装孔位置的横坐标与该处机翼上表面17个设计点位置的横坐标相同。每排安装孔的数量与该处机翼上表面17个设计点数量相同。
作动器5采用封闭式压电作动器7VS12，外螺纹式移动端。作动器5通过内置在支撑基座1安装孔中的连接螺栓成对地安装在支撑基座1的上表面和下表面。同一表面上处于同一列的三个作动器通过一根数据线连接在一起，用于接受同一控制信号并做出等幅位移。
连接螺栓6是一个双头外螺纹连接螺栓。连接螺栓6中部直径与支撑基座1上安装孔的内径相同；连接螺栓6两端的外径与作动器5下端的内螺纹连接孔的内径相同。通过连接螺栓6将位于支撑基座1上同一安装孔内，并分别处于上表面和下表面的一对作动器5相互连接。
支撑架3有34个，均用铝合金制成。支撑架3由支撑横梁和与支撑横梁相互垂直的三个支撑杆组成。支撑横梁的长度与机翼的展长相同；三个支撑杆的长度相同，并且各支撑杆的位置与支撑基座1上每列作动器安装孔的位置相对应。支撑杆的一端为与作动器5移动端的外螺纹同向的外螺纹杆。支撑杆的杆径与作动器5移动端的外径相同。
套筒4为内螺纹套筒，其内径与作动器5移动端的外径和支撑架3中支撑杆的外径相同。通过套筒4将作动器5的移动端与支撑架3的支撑杆连接在一起。
本实施例中，将橡胶机翼模型蒙皮覆盖在支撑架3的支撑横梁上，通过调整支撑架3中各支撑杆的高度实现对机翼蒙皮表面形状的调整，以获得不同的翼型的机翼模型。
本实施例的控制机构包括中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10，并且中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10之间通过信号流连接。其具体过程是，支撑机构9中作动器5的数据线与压电式作动器控制器8相连接；压电式作动器控制器8的数据线与中心控制计算机7相连接；空气动力天平10位于机翼模型蒙皮表面与翼型设计点相对应的位置，并且空气动力天平10的数据线亦与中心控制计算机7连接。工作时，位于机翼模型蒙皮表面的空气动力天平10通过数据线将流场数据信息D3传输给中心控制计算机7；中心控制计算机7将确定的变形量通过控制指令D1传输至压电式作动器控制器8。压电式作动器控制器8将接收到的指令转换为电信号D2，传输给支撑机构9中的各作动器5；各作动器5根据接收到的变形量信号各自调整移动端的高度，进而通过与各作动器5移动端连接的支撑架3的支撑杆实现对机翼模型蒙皮表面高度的调整，从而实现对翼面的调整。各作动器5在动作时，沿机翼模型展向排列的三个作动器作等幅位移。
本实施例还提出一种利用翼面调整机构进行翼型优化的设计方法，机翼模型采用NACA0012翼型作为初始翼型，其具体步骤为：
步骤1，根据设计要求确定目标升力L0；将翼面调整机构的初始翼型设置为NACA0012翼型，得到各列作动器的位移量s1，s2，...，s34；开启风洞对初始翼型的实验模型进行吹风实验，空气动力天平测出34列作动器各自对应作用点处的升力c0l1，c0l2，…，c0l34，并将此升力数据信息传输给中心控制计算机，计算出初始翼型下的升力并存储L，记录初始各列作动器的位移量s1，s2，...，s34。所述的34列作动器的对应作用点位置及数目均与机翼风洞吹风模型的翼型设计(坐标)点的位置及数目一致。
步骤2，随机给出种群S1，该种群S1所包含的个体是翼面调整机构的34组作动器的位移变化量Δs1，Δs2，...，Δs34，同时置遗传迭代次数计数器t＝1。
步骤3，中心控制计算机将得到的位移变化量数据信息通过作动器控制器传输给翼面调整机构的各列作动器，各列作动器在接收到位移变化信息后做出相应的位移调整，从而推动支撑架运动来改变翼面形状。
步骤4，新的翼面形状通过调整机构调整出来后，开启风洞对实验模型进行吹风实验；空气动力天平随之测出实验模型各列作动器所对应作用点处的升力cl1，cl2，...cl34，并将此升力数据信息传输给中心控制计算机。
步骤5，中心控制计算机接收到作用点处的升力数据后，计算出这些点处的升力总和并将与升力L进行比较，如果不小于升力L，则并存储L的值并存储当前位移变化量即种群S1到存储单元S中；比较L与目标升力L0的大小，如果L不小于L0，则程序终止，得到满足目标升力要求的翼型，并且当前翼型即为满足目标升力要求的翼型；如果L小于L0，比较计数器中计数值t与设定的最大优化迭代次数T＝100之间的大小，如果t小于T则继续进行遗传计算，否则程序终止。当计数器中计数值t等于设定的最大优化迭代次数T时，即计数器中计数值t和最大优化迭代次数T均为100时，存储单元S中位移变化量就是由初始翼型到最大升力翼型所需的位移变化量。
步骤6，通过公式
p(i)=cliΣj=134clj,(1≤i≤34)]]>
确定种群S1中各个个体Δsi所对应的选择概率p(i)。并根据得到的选择概率p(i)利用公式
q(i)=Σj=1ip(i),(1≤i≤34)]]>
计算出各个个体Δsi所对应的累积概率q(i)。在[0，1]区间内随机产生34个均匀分布的随机数r1，r2…r34，若ri≤q(1)则选中种群S1中的第一个个体Δs1作为新的群体S′1其中的一个个体，若q(k-1)≤ri≤q(k)，(2≤k≤34，2≤i≤34)则选中第k个个体Δsk作为新的群体S′1其中的一个个体，利用这一方法将随机数r1，r2…r34逐个与累积概率q(i)比较从而选出34个体组成新的群体S′1。
步骤7，对新得到的群体S′1中的个体Δs′1，Δs′2，…，Δs′34，随机配对产生17个个体对，同一对个体之间互相交换表示该个体所代表的位移变化量的十六位二进制代码中的后八位，从而形成34个新的个体，并用产生的新个体代替原个体组成新的种群S2，即翼面调整机构的34组作动器相对于初始位移的位移变化量Δs1″，Δs″2，…，Δs″34。
步骤8，将群体S2作为新一代种群，即用S2代替S1，计数器t＝t+1，重复步骤3到步骤8，直至满足步骤5的要求。
实施例二
本实施例是一种用于翼型设计的机翼风洞吹风模型的翼面变形调整装置，机翼风洞吹风模型采用NACA0024翼型作为初始翼型，并且机翼风洞吹风模型垂直于展向的各个截面上的NACA0024翼型的弦长相同。所述的机翼风洞吹风模型翼型设计点为40个，在同一个翼剖面上均分为两组沿翼型弦向分布于机翼的上表面和下表面，并且上表面和下表面相互对应的设计点的横坐标相同。在本实施例中坐标系的原点位于机翼风洞吹风模型前缘中点处，横坐标轴沿机翼风洞吹风模型的弦向从前缘到后缘，纵坐标轴沿机翼风洞吹风模型的展向从模型根部到梢部，Z轴垂直于XOY平面向上。
本实施例包括支撑机构9和控制机构。其中支撑机构9由支撑基座1、弹性蒙皮2、支撑架3、连接套筒4和作动器5以及连接螺栓6组成；控制机构包括中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10。
本实施例中的机翼模型用于进行翼型设计，沿机翼风洞吹风模型弦向的截面翼型为同一种翼型并且它们的弦长相等。支撑机构9中的支撑基座1为板状，其宽度与机翼风洞吹风模型的弦向长度相等，其长度与机翼风洞吹风模型的展向长度相同。支撑基座1上分布有作动器安装孔。该安装孔分为五排，沿支撑基座1长度方向分布在机翼风洞吹风模型长度的16.7％、33.3％、50％、66.7％和83.3％处。每排有20个安装孔，并且每排安装孔的位置的横坐标与该处机翼上表面20个设计点位置的横坐标相同。每排安装孔的数量与该处机翼上表面20个设计点数量相同
作动器5采用封闭式压电作动器7VS12，外螺纹式移动端。作动器5通过内置在支撑基座1安装孔中的连接螺栓成对地安装在支撑基座1的上表面和下表面。同一表面上处于同一列的三个作动器通过一根数据线连接在一起，用于接受同一控制信号并做出等幅位移。
连接螺栓6是一个双头外螺纹连接螺栓。连接螺栓6中部直径与支撑基座1上安装孔的内径相同；连接螺栓6两端的外径与作动器5下端的内螺纹连接孔的内径相同。通过连接螺栓6将位于支撑基座1上同一安装孔内，并分别处于上表面和下表面的一对作动器5相互连接。
支撑架3有40个，均用铝合金制成。支撑架3由支撑横梁和与支撑横梁相互垂直的五个支撑杆组成。支撑横梁的长度与机翼的展长相同；五个支撑杆的长度相同，并且各支撑杆的位置与支撑基座1上每列作动器安装孔的位置相对应。支撑杆的一端为与作动器5移动端的外螺纹同向的外螺纹杆。支撑杆的杆径与作动器5移动端的外径相同。
套筒4为内螺纹套筒，其内径与作动器5移动端的外径和支撑架3中支撑杆的外径相同。通过套筒4将作动器5的移动端与支撑架3的支撑杆连接在一起。
本实施例中，将橡胶机翼模型蒙皮覆盖在支撑架3的支撑横梁上，通过调整支撑架3中各支撑杆的高度实现对机翼蒙皮表面形状的调整，以获得不同的翼型的机翼模型。
本实施例的控制机构包括中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10，并且中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10之间通过信号流连接。其具体过程是，支撑机构9中作动器5的数据线与压电式作动器控制器8相连接；压电式作动器控制器8的数据线与中心控制计算机7相连接；空气动力天平10位于机翼模型蒙皮表面与翼型设计点相对应的位置，并且空气动力天平10的数据线亦与中心控制计算机7连接。工作时，位于机翼模型蒙皮表面的空气动力天平10通过数据线将流场数据信息D3传输给中心控制计算机7；中心控制计算机7将确定的变形量通过控制指令D1传输至压电式作动器控制器8。压电式作动器控制器8将接收到的指令转换为电信号D2，传输给支撑机构9中的各作动器5；各作动器5根据接收到的变形量信号各自调整移动端的高度，进而通过与各作动器5移动端连接的支撑架3的支撑杆实现对机翼模型蒙皮表面高度的调整，从而实现对翼面的调整。各作动器5在动作时，沿机翼模型展向排列的五个作动器作等幅位移。
本实施例还提出一种利用翼面调整机构进行翼型优化的设计方法，机翼模型采用NACA0024翼型作为初始翼型，其具体步骤为：
步骤1，根据设计要求确定目标升力L0；将翼面调整机构的初始翼型设置为NACA0024翼型，得到各列作动器的位移量s1，s2，...，s40；开启风洞对初始翼型的实验模型进行吹风实验，空气动力天平测出40列作动器各自对应作用点处的升力c0l1，c0l2，…，c0l40，并将此升力数据信息传输给中心控制计算机，计算出初始翼型下的升力并存储L，记录初始各列作动器的位移量s1，s2，...，s40。所述的40列作动器的对应作用点位置及数目均与机翼风洞吹风模型的设计点的位置及数目一致。
步骤2，随机给出种群S1，该种群S1所包含的个体是翼面调整机构的40列作动器的位移变化量Δs1，Δs2，...，Δs40，同时置遗传迭代次数计数器t＝1。
步骤3，中心控制计算机将得到的位移变化量数据信息通过作动器控制器传输给翼面调整机构的各列作动器，各列作动器在接收到位移变化信息后做出相应的位移调整，从而推动支撑架运动来改变翼面形状。
步骤4，新的翼面形状通过调整机构调整出来后，开启风洞对实验模型进行吹风实验；空气动力天平随之测出实验模型各列作动器所对应作用点处的升力cl1，cl2，...cl40，并将此升力数据信息传输给中心控制计算机。
步骤5，中心控制计算机接收到各优化点的升力数据后，计算出这些点处的升力总和并将与升力L进行比较，如果不小于升力L，则并存储L的值并存储当前位移变化量即种群S1到存储单元S中；比较L与目标升力L0的大小，如果L不小于L0，则程序终止，得到满足目标升力要求的翼型，并且当前翼型即为满足目标升力要求的翼型；如果L小于L0，比较计数器中计数值t与设定的最大优化迭代次数T＝100之间的大小，如果t小于T则继续进行遗传计算，否则程序终止。当计数器中计数值t等于设定的最大优化迭代次数T时，即计数器中计数值t和最大优化迭代次数T均为100时，存储单元S中位移变化量就是由初始翼型到最大升力翼型所需的位移变化量。
步骤6，通过公式
p(i)=cliΣj=140clj,(1≤i≤40)]]>
确定种群S1中各个个体Δsi所对应的选择概率p(i)。并根据得到的选择概率p(i)利用公式
q(i)=Σj=1ip(i),(1≤i≤40)]]>
计算出各个个体Δsi所对应的累积概率q(i)。在[0，1]区间内随机产生40个均匀分布的随机数r1，r2…r40，若ri≤q(1)则选中种群S1中的第一个个体Δs1作为新的群体S′1其中的一个个体，若q(k-1)≤ri≤q(k)，(2≤k≤40，2≤i≤40)则选中第k个个体Δsk作为新的群体S′1其中的一个个体，利用这一方法将随机数r1，r2…r40逐个与累积概率q(i)比较从而选出40个体组成新的群体S′1。
步骤7，对新得到的群体S′1中的个体Δs′1，Δs′2，…，Δs′34，随机配对产生20个个体对，同一对个体之间互相交换表示该个体所代表的位移变化量的十六位二进制代码中的后八位，从而形成40个新的个体，并用产生的新个体代替原个体组成新的种群S2，即翼面调整机构的40组作动器相对于初始位移的位移变化量Δs″1，Δs″2，…，Δs″40。
步骤8，将群体S2作为新一代种群，即用S2代替S1，计数器t＝t+1，重复步骤3到步骤8，直至满足步骤5的要求。
实施例三
本实施例是一种用于翼型设计的机翼风洞吹风模型的翼面变形调整装置，机翼风洞吹风模型采用NACA2410翼型作为初始翼型，并且机翼风洞吹风模型垂直于展向的各个截面上的NACA2410翼型的弦长相同。所述的机翼风洞吹风模型翼型设计点为50个，在同一个翼剖面上均分为两组沿翼型弦向分布于机翼的上表面和下表面，并且上表面和下表面相互对应的设计点的横坐标相同。在本实施例中坐标系的原点位于机翼风洞吹风模型前缘中点处，横坐标轴沿机翼风洞吹风模型的弦向从前缘到后缘，纵坐标轴沿机翼风洞吹风模型的展向从模型根部到梢部，Z轴垂直于XOY平面向上。
本实施例包括支撑机构9和控制机构。其中支撑机构9由支撑基座1、弹性蒙皮2、支撑架3、连接套筒4和作动器5以及连接螺栓6组成；控制机构包括中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10。
本实施例中的机翼模型用于进行翼型设计，沿机翼风洞吹风模型弦向的截面翼型为同一种翼型并且它们的弦长相等。支撑机构9中的支撑基座1为板状，其宽度与机翼风洞吹风模型的弦向长度相等，其长度与机翼风洞吹风模型的展向长度相同。支撑基座1上分布有作动器安装孔。该安装孔分为七排，沿支撑基座1长度方向分布在机翼风洞吹风模型长度的16.7％、27.8％、38.9％、50％、61.1％、72.2％和83.3％处。每排有25个安装孔，并且每排安装孔的位置的横坐标与该处机翼上表面25个设计点位置的横坐标相同。每排安装孔的数量与该处机翼上表面25个设计点数量相同
作动器5采用封闭式压电作动器7VS12，外螺纹式移动端。作动器5通过内置在支撑基座1安装孔中的连接螺栓成对地安装在支撑基座1的上表面和下表面。同一表面上处于同一列的三个作动器通过一根数据线连接在一起，用于接受同一控制信号并做出等幅位移。
连接螺栓6是一个双头外螺纹连接螺栓。连接螺栓6中部直径与支撑基座1上安装孔的内径相同；连接螺栓6两端的外径与作动器5下端的内螺纹连接孔的内径相同。通过连接螺栓6将位于支撑基座1上同一安装孔内，并分别处于上表面和下表面的一对作动器5相互连接。
支撑架3有50个，均用铝合金制成。支撑架3由支撑横梁和与支撑横梁相互垂直的七个支撑杆组成。支撑横梁的长度与机翼的展长相同；七个支撑杆的长度相同，并且各支撑杆的位置与支撑基座1上每列作动器安装孔的位置相对应。支撑杆的一端为与作动器5移动端的外螺纹同向的外螺纹杆。支撑杆的杆径与作动器5移动端的外径相同。
套筒4为内螺纹套筒，其内径与作动器5移动端的外径和支撑架3中支撑杆的外径相同。通过套筒4将作动器5的移动端与支撑架3的支撑杆连接在一起。
本实施例中，将橡胶机翼模型蒙皮覆盖在支撑架3的支撑横梁上，通过调整支撑架3中各支撑杆的高度实现对机翼蒙皮表面形状的调整，以获得不同的翼型的机翼模型。
本实施例的控制机构包括中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10，并且中心控制计算机7、压电式作动器控制器8和空气动力天平10之间通过信号流连接。其具体过程是，支撑机构9中作动器5的数据线与压电式作动器控制器8相连接；压电式作动器控制器8的数据线与中心控制计算机7相连接；空气动力天平10位于机翼模型蒙皮表面与翼型设计点相对应的位置，并且空气动力天平10的数据线亦与中心控制计算机7连接。工作时，位于机翼模型蒙皮表面的空气动力天平10通过数据线将流场数据信息D3传输给中心控制计算机7；中心控制计算机7将确定的变形量通过控制指令D1传输至压电式作动器控制器8。压电式作动器控制器8将接收到的指令转换为电信号D2，传输给支撑机构9中的各作动器5；各作动器5根据接收到的变形量信号各自调整移动端的高度，进而通过与各作动器5移动端连接的支撑架3的支撑杆实现对机翼模型蒙皮表面高度的调整，从而实现对翼面的调整。各作动器5在动作时，沿机翼模型展向排列的七个作动器作等幅位移。
本实施例还提出一种利用翼面调整机构进行翼型优化的设计方法，机翼模型采用NACA2410翼型作为初始翼型，其具体步骤为：
步骤1，根据设计要求确定目标升力L0；将翼面调整机构的初始翼型设置为NACA2410翼型，得到各列作动器的位移量s1，s2，...，s50；开启风洞对初始翼型的实验模型进行吹风实验，空气动力天平测出50列作动器各自对应作用点处的升力c0l1，c0l2，…，c0l50，并将此升力数据信息传输给中心控制计算机，计算出初始翼型下的升力并存储L，记录初始各列作动器的位移量s1，s2，...，s50。所述的50列作动器的对应作用点位置及数目均与机翼风洞吹风模型的设计点的位置及数目一致。
步骤2，随机给出种群S1，该种群S1所包含的个体是翼面调整机构的50列作动器的位移变化量Δs1，Δs2，...，Δs34，同时置遗传迭代次数计数器t＝1。
步骤3，中心控制计算机将得到的位移变化量数据信息通过作动器控制器传输给翼面调整机构的各列作动器，各列作动器在接收到位移变化信息后做出相应的位移调整，从而推动支撑架运动来改变翼面形状。
步骤4，新的翼面形状通过调整机构调整出来后，开启风洞对实验模型进行吹风实验；空气动力天平随之测出实验模型各列作动器所对应作用点处的升力cl1，cl2，...cl50，并将此升力数据信息传输给中心控制计算机。
步骤5，中心控制计算机接收到各优化点的升力数据后，计算出这些点处的升力总和并将与升力L进行比较，如果不小于升力L，则并存储L的值并存储当前位移变化量即种群S1到存储单元S中；比较L与目标升力L0的大小，如果L不小于L0，则程序终止，得到满足目标升力要求的翼型，并且当前翼型即为满足目标升力要求的翼型；如果L小于L0，比较计数器中计数值t与设定的最大优化迭代次数T＝100之间的大小，如果t小于T则继续进行遗传计算，否则程序终止。当计数器中计数值t等于设定的最大优化迭代次数T时，即计数器中计数值t和最大优化迭代次数T均为100时，存储单元S中位移变化量就是由初始翼型到最大升力翼型所需的位移变化量。
步骤6，通过公式
p(i)=cliΣj=150clj,(1≤i≤50)]]>
确定种群S1中各个个体Δsi所对应的选择概率p(i)。并根据得到的选择概率p(i)利用公式
q(i)=Σj=1ip(i),(1≤i≤50)]]>
计算出各个个体Δsi所对应的累积概率q(i)。在[0，1]区间内随机产生50个均匀分布的随机数r1，r2…r50，若ri≤q(1)则选中种群S1中的第一个个体Δs1作为新的群体S′1其中的一个个体，若q(k-1)≤ri≤q(k)，(2≤k≤50，2≤i≤50)则选中第k个个体Δsk作为新的群体S′1其中的一个个体，利用这一方法将随机数r1，r2…r50逐个与累积概率q(i)比较从而选出50个体组成新的群体S′1。
步骤7，对新得到的群体S′1中的个体Δs′1，Δs′2，…，Δs′50，随机配对产生25个个体对，同一对个体之间互相交换表示该个体所代表的位移变化量的十六位二进制代码中的后八位，从而形成50个新的个体，并用产生的新个体代替原个体组成新的种群S2，即翼面调整机构的50列作动器相对于初始位移的位移变化量Δs″1，Δs″2，…，Δs″50。
步骤8，将群体S2作为新一代种群，即用S2代替S1，计数器t＝t+1，重复步骤3到步骤8，直至满足步骤5的要求。