CN105117541B - 一种正向型架外形优化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种正向型架外形优化设计方法，包括以下步骤：(1)采用参数化方法建立巡航外形的气动模型和结构模型；(2)通过优化算法设计型架外形；(3)计算型架外形的气动模型及结构模型，并对得到的结构模型进行模态分析；(4)计算静气动弹性变形后的外形及相应压力系数分布；(5)验证是否为最优型架外形；若不是，则执行步骤(6)；(6)重复步骤(2)至步骤(5)直至得到最优型架外形。本发明采用优化设计的理念设计型架外形，即先通过参数化方法定义型架外形，然后通过改变参数值得到型架外形，再采用优化算法自动寻优方式直至得到最优型架外形，保证了变形后型架外形以及其气动性能与设计巡航外形最为接近。

Description

一种正向型架外形优化设计方法

技术领域

本发明涉及航空设计领域，尤其涉及适用于民用飞机的一种正向型架外形优化设计方法。

背景技术

大型民用飞机的巡航外形主要是在假设飞机为刚体的条件下，根据巡航状态下气动性能要求，如升力系数，升阻比等参数设计等到。但飞机在真实巡航飞行时，由于结构静气动弹性的影响，会发生结构变形并引起气动载荷的重新分布，导致飞机的飞行性能损失，更甚者会引发灾难性事故，这一效应对于大展弦比的民用飞机更为显著。因此，在飞机设计过程中，必须对飞机的气动弹性特性进行分析研究并精确设计型架外形，即地面制造外形，以保证型架外形在巡航飞行工况下经过静气动弹性变形后可以恢复到设计的巡航状态，获得较好的气动性能。

现有的型架外形设计方法有直接反向型架外形设计方法和正向型架外形设计方法，其中直接反向型架外形设计方法的设计流程如下：(1)在飞机巡航状态下，计算不考虑飞机结构弹性变形影响的气动载荷；(2)将计算得到的气动载荷反向施加于飞机结构，得到变形后的型架外形；(3)对设计的型架外形进行静气动弹性分析，以验证所设计的型架外形在变形后能否达到巡航状态下的气动性能。该方法的主要特点是设计流程简洁，易于实现，但在设计时无法考虑一些工艺、制造上的约束；尽管通过对型架外形进行修正可以达到制造工艺要求，但其增加了设计方法的复杂程度；此外，由于气动部门给出的巡航构型往往是根据多个飞行工况设计得到的，而反向型架设计方法只能针对一个巡航设计工况进行设计，由此会引起其他设计点的误差。

正向型架外形设计方法的设计流程如下：(1)参数化飞机气动外形；(2)通过改变气动外形参数建立型架外形数据库；(3)从数据库中挑选参考型架外形并进行巡航工况下的静气动弹性分析，检查参考型架外形是否满足设计要求；(4)如果不满足，则重复步骤(3)，直至满足设计要求。该方法的主要特点是可以通过设计参数来考虑工艺、制造上的约束，缺点是在建立型架外形数据库时需要丰富的工程经验，并且相比于直接反向型架外形设计方法而言，该方法花费的时间较长。

发明内容

本发明的目的在于提供一种正向型架外形优化设计方法，以节省挑选参考型架外形所需的时间，并同时将多个飞行工况作为设计点进行型架外形的优化设计。

为达此目的，本发明采用以下技术方案：

一种正向型架外形优化设计方法，包括以下步骤：

(1).以巡航外形为基准，采用参数化方法建立化气动模型和结构模型，计算巡航工况下的压力系数分布并将其作为优化设计目标；

(2).定义设计变量，通过优化算法改变设计变量值设计型架外形；

(3).计算步骤(2)中所述型架外形所对应的气动模型以及结构模型，并对得到的结构模型进行模态分析；

(4).计算步骤(2)中所述型架外形在巡航工况下静气动弹性变形以及相应压力系数分布；

(5).根据步骤(4)得到的数据计算目标函数，然后判断是否满足收敛条件；若满足，即认为步骤(2)中所述型架外形为最优型架外形；若不满足，则执行步骤(6)；

(6).重复步骤(2)至步骤(5)，直至得到最优型架外形。

进一步的，所述步骤(2)中的优化算法为遗传算法、梯度法或遗传算法与梯度法的混合算法中的一种。优选的，采用混合遗传算法和梯度法的方式进行变量的筛选，即首先采用遗传算法找出几组较优的设计变量值，作为初值传递给梯度法再寻找最优解；既可避免单独采用遗传算法导致的大量计算，又可防止单独采用梯度法掉入局部最优解。

进一步的，所述步骤(2)中的设计变量定义为：不同机翼展向位置翼型扭转中心点下反角变形量Δα_i和翼型扭转角变形量Δθ_i。

其中不同机翼展向位置翼型扭转中心点下反角变形量Δα_i通过沿展向的形函数Δα_i＝f(y_i)定义，形函数一般选为常数或线性直线，不同的形函数对应不同的机翼下反形式；在不同机翼展向位置翼型的扭转角变形量Δθ_i指的是固定机翼根部，以机翼翼型截面扭转轴为轴，一般选取机翼前缘，翼尖处的扭转角向下翻转为正，具体如图5所示。

进一步的，所述步骤(5)中的目标函数为保证型架外形在巡航状态下的气动性能与理想巡航气动性能一致的目标函数、保证型架外形在巡航状态下的气动外形与理想巡航气动外形一致的目标函数、或混合上述两种目标函数中的一种。

优选的，采用保证型架外形在巡航状态下的气动性能与理想巡航气动性能一致的目标函数与保证型架外形在巡航状态下的气动外形与理想巡航气动外形一致的目标函数的混合目标函数。首先考虑保证型架外形在巡航状态下的气动外形与理想巡航气动外形一致的目标函数：

在上式中，为巡航工况下变形后型架外形i点坐标，相应地为巡航外形i点坐标；其次考虑保证型架外形在巡航状态下的气动性能与理想巡航气动性能一致的目标函数：

在上式中，分别为巡航工况下变形后的型架外形和巡航外形在j点处的压力系数；采取加权方式将二者联系起来：

OBJ_combine＝w₁×OBJ_shape+w₂×OBJ_cp

在考虑保持型架外形在巡航状态下的气动外形与理想巡航气动外形一致的目标函数时，只需考虑翼尖截面前缘点位置的变形，因为如果已经确定机翼截面前缘点位置，那么该截面的其他点变形同样会由气动性能目标函数反应出来，这么做可以避免重复计算，节省计算时间。

进一步的，所述步骤(5)中，将多个飞行工况下的飞机外形和压力系数分布作为目标函数。

进一步的，所述步骤(5)中，在得到最优型架外形之后，输出最优型架外形所对应的气动模型和结构模型。

所述步骤(1)中的参数化建模方法是指通过定义一系列参数描述模型几何形状和表面网格分布从而自动生成空间CFD计算网格。采用该方法可以规避复杂的变网格技术；同时气动模型和相应的空间计算网格可根据参数数值的变化而改变，便于优化设计。

本发明的有益效果：本发明采用优化设计的理念设计型架外形，即先通过参数化方法定义型架外形，然后通过改变参数值得到型架外形，再采用优化算法自动寻优方式直至得到最佳的参数组合，保证了变形后型架外形以及其气动性能与设计巡航外形最为接近，并节省了采用一般正向型架外形设计人工挑选型架外形所需的时间；还可以将多个飞行工况作为设计状态进行型架外形的多点优化设计；采用参数化定义型架外形方法可以根据加工工艺要求主动改变型架外形，以满足不同的设计指标。

附图说明

图1是本发明正向型架外形优化设计流程图；

图2是本发明中机翼翼型截面几何描述示意图；

图3是本发明中机翼表面网格描述示意图；

图4是机翼多个翼型扭转中心点下反角变形量定义；

图5是机翼多个翼型截面扭转角变形量定义。

图中：1、翼根前缘点；2、沿展向网格数；3、翼尖前缘点；4、沿弦向网格数；5、机翼巡航外形；6、优化型架外形。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。

如图1所示一种正向型架外形优化设计方法，包括以下步骤：

(1).首先以巡航外形为基准，建立相应的参数化气动模型和结构模型，计算巡航工况下的压力系数分布并将其作为优化设计目标；

(2).定义不同机翼展向位置翼型扭转中心点下反角变形量Δα_i和翼型扭转角变形量Δθ_i为设计变量，选取一个变量组合，并将遗传算法与梯度法的混合算法作为优化算法，进行优化计算得到相应的型架外形；其中不同设计变量组合对应不同的型架外形；

(3).根据设计变量值，更新步骤(2)中得到的型架外形所对应的气动模型以及结构模型，并对得到的结构模型进行模态分析；

(4).计算步骤(2)中得到的型架外形在巡航工况下静气动弹性变形后的外形以及相应压力系数分布；

(5).采用保证型架外形在巡航状态下的气动性能与理想巡航气动性能一致的目标函数与保证型架外形在巡航状态下的气动外形与理想巡航气动外形一致的目标函数的混合目标函数作为目标函数，计算目标函数，然后判断是否满足收敛条件；若满足，即认为当前型架外形是最终的型架外形，输出其所对应的气动模型和结构模型；若不满足，则执行步骤(6)；

(6)重复步骤(2)至步骤(5)，直至得到最优型架外形。

如图4所示，如选取翼型前缘点为扭转中心点，并设置形函数为常数，即各个翼型截面按照相同的下反角变形，机翼巡航外形5根据翼型扭转中心点下反角变形得到的优化型架外形6，则可满足机翼前缘线保持平直的约束条件；如果在型架外形的制造上有直梁的工艺约束，则可重新定义图5中的截面扭转角参数，如另所有扭转角等于同一数值。

其中目标函数的选择，也可将多个飞行工况下的飞机外形和压力系数分布作为目标函数，以寻找不同的最优型架外形。

型架外形设计包括对机翼、机身、吊舱或短舱等进行设计，其中主要是对机翼进行设计，如图2至3所示，本实施例以机翼的参数化建模为例，具体的机翼参数化建模方法如下：

1).通过定义前缘点x坐标确定某特定翼型截面位置，即通过定义翼根前缘点1和翼尖前缘点3以及翼根前缘点1与翼尖前缘点3之间各个前缘点的坐标确定某特定翼型截面位置；

2).如图3所示通过定义翼型截面弦长d描述该翼型长度范围；

3).通过定义沿弦向即图2中的x方向位置相对于弦长的百分比，以及相应中弧线坐标z、半厚度h，定义翼型截面几何形状；

4).通过定义多个翼型截面描述机翼几何；

5).通过定义沿弦向网格数4、沿展向网格数2定义机翼表面网格，得到的机翼表面网格描述如图3所示。

本发明采用优化设计的理念设计型架外形，即先通过参数化方法定义型架外形，然后通过改变参数值得到型架外形，再采用优化算法自动寻优方式直至得到最佳的参数组合，保证了变形后型架外形以及其气动性能与设计巡航外形最为接近，并节省了采用一般正向型架外形设计人工挑选型架外形所需的时间；此外还可以将多个飞行工况作为设计状态进行型架外形的多点优化设计。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为了清楚说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种正向型架外形优化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1).以巡航外形为基准，采用参数化方法建立气动模型和结构模型，计算巡航工况下的压力系数分布并将其作为优化设计目标；

(2).定义设计变量，通过优化算法改变设计变量值设计型架外形；

(3).计算步骤(2)中所述型架外形所对应的气动模型以及结构模型，并对得到的结构模型进行模态分析；

(4).计算步骤(2)中所述型架外形在巡航工况下静气动弹性变形后的外形以及相应压力系数分布；

(5).根据步骤(4)得到的数据计算目标函数，然后判断是否满足收敛条件；若满足，即认为步骤(2)中所述型架外形为最优型架外形；若不满足，则执行步骤(6)；

(6).重复步骤(2)至步骤(5)，直至得到最优型架外形；

所述步骤(2)中的设计变量定义为：不同机翼展向位置翼型扭转中心点下反角变形量Δα_i和翼型扭转角变形量Δθ_i。

2.根据权利要求1所述的正向型架外形优化设计方法，其特征在于，所述步骤(2)中的优化算法为遗传算法、梯度法或遗传算法与梯度法的混合算法中的一种。

3.根据权利要求1所述的正向型架外形优化设计方法，其特征在于，所述步骤(5)中的目标函数为保证型架外形在巡航状态下的气动性能与理想巡航气动性能一致的目标函数、保证型架外形在巡航状态下的气动外形与理想巡航气动外形一致的目标函数、或混合上述两种目标函数中的一种。

4.根据权利要求1所述的正向型架外形优化设计方法，其特征在于，所述步骤(5)中，在得到最优型架外形之后，输出最优型架外形所对应的气动模型和结构模型。