一種正向型架外形優(yōu)化設(shè)計方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空設(shè)計領(lǐng)域，尤其涉及適用于民用飛機的一種正向型架外形優(yōu)化設(shè) 計方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 大型民用飛機的巡航外形主要是在假設(shè)飛機為剛體的條件下，根據(jù)巡航狀態(tài)下氣 動性能要求，如升力系數(shù)，升阻比等參數(shù)設(shè)計等到。但飛機在真實巡航飛行時，由于結(jié)構(gòu)靜 氣動彈性的影響，會發(fā)生結(jié)構(gòu)變形并引起氣動載荷的重新分布，導(dǎo)致飛機的飛行性能損失， 更甚者會引發(fā)災(zāi)難性事故，這一效應(yīng)對于大展弦比的民用飛機更為顯著。因此，在飛機設(shè)計 過程中，必須對飛機的氣動彈性特性進行分析研究并精確設(shè)計型架外形，即地面制造外形， 以保證型架外形在巡航飛行工況下經(jīng)過靜氣動彈性變形后可以恢復(fù)到設(shè)計的巡航狀態(tài)，獲 得較好的氣動性能。
[0003] 現(xiàn)有的型架外形設(shè)計方法有直接反向型架外形設(shè)計方法和正向型架外形設(shè)計方 法，其中直接反向型架外形設(shè)計方法的設(shè)計流程如下：（1)在飛機巡航狀態(tài)下，計算不考慮 飛機結(jié)構(gòu)彈性變形影響的氣動載荷；（2)將計算得到的氣動載荷反向施加于飛機結(jié)構(gòu)，得 到變形后的型架外形；(3)對設(shè)計的型架外形進行靜氣動彈性分析，以驗證所設(shè)計的型架 外形在變形后能否達到巡航狀態(tài)下的氣動性能。該方法的主要特點是設(shè)計流程簡潔，易于 實現(xiàn)，但在設(shè)計時無法考慮一些工藝、制造上的約束；盡管通過對型架外形進行修正可以達 到制造工藝要求，但其增加了設(shè)計方法的復(fù)雜程度；此外，由于氣動部門給出的巡航構(gòu)型往 往是根據(jù)多個飛行工況設(shè)計得到的，而反向型架設(shè)計方法只能針對一個巡航設(shè)計工況進行 設(shè)計，由此會引起其他設(shè)計點的誤差。
[0004] 正向型架外形設(shè)計方法的設(shè)計流程如下：（1)參數(shù)化飛機氣動外形；（2)通過改 變氣動外形參數(shù)建立型架外形數(shù)據(jù)庫；（3)從數(shù)據(jù)庫中挑選參考型架外形并進行巡航工況 下的靜氣動彈性分析，檢查參考型架外形是否滿足設(shè)計要求；(4)如果不滿足，則重復(fù)步驟 (3)，直至滿足設(shè)計要求。該方法的主要特點是可以通過設(shè)計參數(shù)來考慮工藝、制造上的約 束，缺點是在建立型架外形數(shù)據(jù)庫時需要豐富的工程經(jīng)驗，并且相比于直接反向型架外形 設(shè)計方法而言，該方法花費的時間較長。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于提供一種正向型架外形優(yōu)化設(shè)計方法，以節(jié)省挑選參考型架外 形所需的時間，并同時將多個飛行工況作為設(shè)計點進行型架外形的優(yōu)化設(shè)計。
[0006] 為達此目的，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案：
[0007] -種正向型架外形優(yōu)化設(shè)計方法，包括以下步驟：
[0008] (1).以巡航外形為基準(zhǔn)，采用參數(shù)化方法建立化氣動模型和結(jié)構(gòu)模型，計算巡航 工況下的壓力系數(shù)分布并將其作為優(yōu)化設(shè)計目標(biāo)；
[0009] (2).定義設(shè)計變量，通過優(yōu)化算法改變設(shè)計變量值設(shè)計型架外形；
[0010] (3).計算步驟⑵中所述型架外形所對應(yīng)的氣動模型以及結(jié)構(gòu)模型，并對得到的 結(jié)構(gòu)模型進行模態(tài)分析；
[0011] (4).計算步驟（2)中所述型架外形在巡航工況下靜氣動彈性變形以及相應(yīng)壓力 系數(shù)分布；
[0012] (5).根據(jù)步驟⑷得到的數(shù)據(jù)計算目標(biāo)函數(shù)，然后判斷是否滿足收斂條件；若滿 足，即認(rèn)為步驟（2)中所述型架外形為最優(yōu)型架外形；若不滿足，則執(zhí)行步驟（6);
[0013] (6).重復(fù)步驟⑵至步驟（5)，直至得到最優(yōu)型架外形。
[0014] 進一步的，所述步驟（2)中的優(yōu)化算法為遺傳算法、梯度法或遺傳算法與梯度法 的混合算法中的一種。優(yōu)選的，采用混合遺傳算法和梯度法的方式進行變量的篩選，即首先 采用遺傳算法找出幾組較優(yōu)的設(shè)計變量值，作為初值傳遞給梯度法再尋找最優(yōu)解；既可避 免單獨采用遺傳算法導(dǎo)致的大量計算，又可防止單獨采用梯度法掉入局部最優(yōu)解。
[0015] 進一步的，所述步驟（2)中的設(shè)計變量定義為：不同機翼展向位置翼型扭轉(zhuǎn)中心 點下反角變形量A a i和翼型扭轉(zhuǎn)角變形量△ Θ 1<3
[0016] 其中不同機翼展向位置翼型扭轉(zhuǎn)中心點下反角變形量△ a i通過沿展向的形函數(shù) A Cii= f(yi)定義，形函數(shù)一般選為常數(shù)或線性直線，不同的形函數(shù)對應(yīng)不同的機翼下反 形式；在不同機翼展向位置翼型的扭轉(zhuǎn)角變形量A Θ i指的是固定機翼根部，以機翼翼型截 面扭轉(zhuǎn)軸為軸，一般選取機翼前緣，翼尖處的扭轉(zhuǎn)角向下翻轉(zhuǎn)為正，具體如圖5所示。
[0017] 進一步的，所述步驟（5)中的目標(biāo)函數(shù)為保證型架外形在巡航狀態(tài)下的氣動性能 與理想巡航氣動性能一致的目標(biāo)函數(shù)、保證型架外形在巡航狀態(tài)下的氣動外形與理想巡航 氣動外形一致的目標(biāo)函數(shù)、或混合上述兩種目標(biāo)函數(shù)中的一種。
[0018] 優(yōu)選的，采用保證型架外形在巡航狀態(tài)下的氣動性能與理想巡航氣動性能一致的 目標(biāo)函數(shù)與保證型架外形在巡航狀態(tài)下的氣動外形與理想巡航氣動外形一致的目標(biāo)函數(shù) 的混合目標(biāo)函數(shù)。首先考慮保證型架外形在巡航狀態(tài)下的氣動外形與理想巡航氣動外形一 致的目標(biāo)函數(shù)：
[0020] 在上式中，4)為巡航工況下變形后型架外形i點坐標(biāo)，相應(yīng)地 (之w，乂，U為巡航外形i點坐標(biāo)；其次考慮保證型架外形在巡航狀態(tài)下的氣 動性能與理想巡航氣動性能一致的目標(biāo)函數(shù)：
[0022] 在上式中，分別為巡航工況下變形后的型架外形和巡航外形在j點 處的壓力系數(shù)；采取加權(quán)方式將二者聯(lián)系起來：
[0023] OBJconbine =W1X OB Jshape+w2 X OBJcp
[0024] 在考慮保持型架外形在巡航狀態(tài)下的氣動外形與理想巡航氣動外形一致的目標(biāo) 函數(shù)時，只需考慮翼尖截面前緣點位置的變形，因為如果已經(jīng)確定機翼截面前緣點位置，那 么該截面的其他點變形同樣會由氣動性能目標(biāo)函數(shù)反應(yīng)出來，這么做可以避免重復(fù)計算， 節(jié)省計算時間。
[0025] 進一步的，所述步驟（5)中，將多個飛行工況下的飛機外形和壓力系數(shù)分布作為 目標(biāo)函數(shù)。
[0026] 進一步的，所述步驟（5)中，在得到最優(yōu)型架外形之后，輸出最優(yōu)型架外形所對應(yīng) 的氣動模型和結(jié)構(gòu)模型。
[0027] 所述步驟（1)中的參數(shù)化建模方法是指通過定義一系列參數(shù)描述模型幾何形狀 和表面網(wǎng)格分布從而自動生成空間CFD計算網(wǎng)格。采用該方法可以規(guī)避復(fù)雜的變網(wǎng)格技 術(shù)；同時氣動模型和相應(yīng)的空間計算網(wǎng)格可根據(jù)參數(shù)數(shù)值的變化而改變，便于優(yōu)化設(shè)計。
[0028] 本發(fā)明的有益效果：本發(fā)明采用優(yōu)化設(shè)計的理念設(shè)計型架外形，即先通過參數(shù)化 方法定義型架外形，然后通過改變參數(shù)值得到型架外形，再采用優(yōu)化算法自動尋優(yōu)方式直 至得到最佳的參數(shù)組合，保證了變形后型架外形以及其氣動性能與設(shè)計巡航外形最為接 近，并節(jié)省了采用一般正向型架外形設(shè)計人工挑選型架外形所需的時間；還可以將多個飛 行工況作為設(shè)計狀態(tài)進行型架外形的多點優(yōu)化設(shè)計；采用參數(shù)化定義型架外形方法可以根 據(jù)加工工藝要求主動改變型架外形，以滿足不同的設(shè)計指標(biāo)。
【附圖說明】
[0029] 圖1是本發(fā)明正向型架外形優(yōu)化設(shè)計流程圖；
[0030] 圖2是本發(fā)明中機翼翼型截面幾何描述示意圖；
[0031] 圖3是本發(fā)明中機翼表面網(wǎng)格描述示意圖；