CN105205208B

CN105205208B - 一种飞机机翼型架外形设计方法

Info

Publication number: CN105205208B
Application number: CN201510511196.5A
Authority: CN
Inventors: 杨薇; 王琦峰; 周磊; 单肖文; 曾杰
Original assignee: Commercial Aircraft Corp of China Ltd; Beijing Aeronautic Science and Technology Research Institute of COMAC
Current assignee: Commercial Aircraft Corp of China Ltd; Beijing Aeronautic Science and Technology Research Institute of COMAC
Priority date: 2015-08-19
Filing date: 2015-08-19
Publication date: 2018-09-04
Anticipated expiration: 2035-08-19
Also published as: CN105205208A

Abstract

本发明公开了一种飞机机翼型架外形设计方法，包括以下步骤：(1)根据气动设计要求进行巡航外形设计；(2)设计机翼的具体结构分布；(3)计算一次卸载型架外形；(4)对步骤(3)中的一次卸载型架外形进行优化，并更新结构的有限元模型；(5)对步骤(4)中得到的第二优化型架外形进行静气动弹性计算，验证其真实巡航外形的气动性能与设计巡航外形的气动性能是否一致。本发明可根据不同型号飞机在制造中的工艺要求，在机翼上选取适配的定位线进行型架外形设计；通过对型架外形进行优化设计，实现了真实巡航外形气动力分布与设计巡航外形的气动力分布一致，设计出的型架外形在真实飞行时的巡航外形与设计的巡航外形相近。

Description

一种飞机机翼型架外形设计方法

技术领域

本发明涉及飞机机翼气动外形设计技术领域，尤其涉及一种飞机机翼型架外形设计方法。

背景技术

现有技术中，多采用Euler法对气动力进行计算，对多项机翼参数进行多步骤的优化迭代以选取最好的结果。采用求解Euler方程进行气动力计算时，计算速度会比采用求解N-S方程的计算速度快，但同时降低了计算精度。而在型架外形设计中，由于最终的设计要求是保证型架外形巡航外形的气动性能与设计巡航外形的气动性能一致，所以计算精度至关重要。

现有技术采用多个参数进行选择的方法迭代进行最终型架外形的选择，迭代步数较多，耗时较长，同时优化迭代后的结构与原有设计的巡航外形相差加大；此外，使用高精度方法进行气动力计算的静气动弹性计算方法，但由于采用了非结构化的CFD求解器，其气动力计算速度较慢；现有的型架外形设计方法没有考虑型架定位的问题，或者给定前缘线为直线进行了前缘一致性修正，但飞机机翼设计中机翼前缘线不一定为直线，因此设计出的型架外形在真实飞行时的巡航外形与设计的巡航外形相差很大，很难保证其气动特性要求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机机翼型架外形设计方法，以保证设计出的型架外形在真实飞行时的巡航外形与设计的巡航外形相近，且型架外形巡航外形的气动性能与设计巡航外形的气动性能一致。

为达此目的，本发明采用以下技术方案：

一种飞机机翼型架外形设计方法，包括以下步骤：

(1).根据气动设计要求进行巡航外形设计；

(2).根据步骤(1)中得到的设计巡航外形设计机翼的具体结构分布；

(3).计算一次卸载型架外形；

(4).对步骤(3)中的一次卸载型架外形进行优化，并更新结构的有限元模型得到第二优化型架外形；

(5).对步骤(4)中得到的第二优化型架外形进行静气动弹性计算得到真实巡航外形，验证其真实巡航外形的气动性能与设计巡航外形的气动性能是否一致。

进一步的，所述步骤(3)中计算一次卸载型架外形时，首先计算巡航状态时的气动载荷，并将其反方向加载到步骤(1)所得到的巡航外形上。

进一步的，在所述步骤(3)中，计算气动载荷时，采用高精度结构化网格N-S方程求解器，通过CSD计算结构变形时采用柔度矩阵法或模态法进行计算。

进一步的，所述步骤(4)中对一次卸载型架外形进行优化设计前，根据工艺制造要求，在机翼上选取一条定位线，根据不同的工艺定位要求，可选择不同的定位线；所述定位线可以是直线、直线段、曲线或曲线段；可在机翼上给定任意定位线的情况下进行型架外形设计。

进一步的，所述步骤(4)中对型架外形的优化设计步骤如下：1).计算机翼多个翼形截面在一次卸载后的位置，将其沿x、y、z三个方向平移至定位点与原设计巡航外形上的定位点重合；2).计算出巡航外形升力系数最大位置处的截面在卸载前后与翼根的夹角Г，将步骤1)得到的型架外形向下调整上反角Г度。

其中，型架外形优化设计的步骤1)是从工程中型架外形定位要求出发，要求定位线的位置可控，以便于优化后的型架外形在巡航状态时，每一个截面的扭转角基本上都能回到巡航状态下设计型架外形的角度。由于在其他条件不变时扭转角决定了升阻力的大小，因此当每个翼型截面扭转角都相同时，其气动性能基本相同。

型架外形优化设计的步骤2)是从型架外形变形后的真实巡航外形与设计巡航外形要相近出发，在采用了型架外形优化设计的步骤1)之后，满足了型架定位线的要求，但真实巡航外形与设计巡航外形相差很大，以至于飞机在其他飞行点的性能达不到要求，并且无法满足失速特性要求。在经过型架外形优化设计的步骤2)之后，真实巡航外形的升力系数最大位置将与设计巡航外形的升力最大位置处重合，保证其外形相似且几乎不影响提供高升力的翼面区域。

进一步的，所述步骤(5)中进行静气动弹性分析的具体操作如下：a.采用CFD模块计算步骤(4)中得到的第二优化型架外形的气动载荷；b.将步骤a中得到的气动载荷插值到结构网格表面；c.采用CSD模块计算结构变形；d.将步骤c中得到的结构变形插值到CFD网格表面；e.判断是否满足收敛条件；若满足，则得到最优型架外形；若不满足，则执行步骤f；f.进行CFD网格变形，然后执行步骤b至步骤e，直至得出最优型架外形。

进一步的，所述步骤a中进行静气动弹性计算时所使用的CFD模块，采用高精度结构化网格N-S方程求解器，提高气动性能的计算精度；所述步骤c中采用CSD模块计算结构变形时采用柔度矩阵法或模态法进行计算；所述步骤b中采用RBF法进行CSD三维插值以及数据传递；所述步骤d中采用RBF法进行CFD三维插值以及数据传递；所述步骤f中采用RBF法进行CFD网格变形。

本发明的有益效果：本发明可根据不同型号飞机在制造中的工艺要求，在机翼上选取适配的定位线进行型架外形设计；通过对型架外形进行优化设计，实现了真实巡航外形气动力分布与设计巡航外形的气动力分布一致，设计出真实巡航外形与设计巡航外形相近；在型架外形设计过程中采用了高精度结构化网格N-S方程求解器以及RBF法，加快了设计过程中的运算速度，节省型架外形设计时间，同时提高了计算精度。

附图说明

图1是本发明型飞机机翼架外形设计流程图；

图2是本发明中静气动弹性分析的流程图；

图3是以梁作为型架外形定位线时设计巡航外形、一次卸载型架外形和步骤1)得到的型架外形对比图；

图4是以前缘线作为型架定位线时设计巡航外形、一次卸载型架外形和步骤1)得到的型架外形对比图；

图5是第一定位线位置、第二定位线位置、第三定位线位置以及第四定位线位置的对比图；

图6是机翼的设计巡航外形、真实型架外形以及第二优化型架外形的对比图。

图中：1、设计巡航外形；2、一次卸载型架外形；3、步骤1)得到的型架外形；4、梁；5、前缘点；6、第一定位线位置；7、第二定位线位置；8、第三定位线位置；9、第四定位线位置；10、升力系数最大位置；11、翼跟；12、真实巡航外形；13、第二优化型架外形。

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和2所示的为本实施例飞机机翼型架外形设计流程图以及静气动弹性分析的流程图，飞机机翼型架外形设计的具体步骤如下：

(1).根据气动设计要求进行巡航外形设计。

(2).根据步骤(1)中得到的设计巡航外形设计机翼的具体结构分布。

(3).首先采用CFD模块以计算巡航状态时的气动载荷，在计算过程中使用高精度结构化网格N-S方程求解器；然后将其反方向加载到步骤(1)所得到的巡航外形上，通过CSD计算结构变形得到一次卸载型架外形，在通过CSD计算结构变形时采用柔度矩阵法或模态法进行计算。

(4).选取梁4作为定位线，然后对步骤(3)中的一次卸载型架外形进行优化，并更新结构的有限元模型；型架外形优化包括以下两步：1)计算机翼多个翼形截面在一次卸载后的位置，将其沿x、y、z三个方向平移至定位点与原设计巡航外形上的定位点重合，设计巡航外形1、一次卸载型架外形2和步骤1)得到的型架外形3的对比，如图3所示，保证了每个翼型截面的扭转角与一次卸载后的翼型扭转角完全相同；2)计算出巡航外形升力系数最大位置处的截面在卸载前后与翼根11的夹角Г，将步骤1)得到的第一型优化架外形向下调整上反角Г度；如图5所示，图中，第一定位线位置6表示的是设计巡航外形定位线的位置，即经过型架外形优化步骤1)后定位线的位置，第二定位线位置7表示的是真实巡航外形定位线的位置，第三定位线位置8表示的是一次卸载型架外形定位线的位置，第四定位线位置9表示的是经过型架外形优化步骤2)后定位线的位置，通过图5可知真实巡航外形的升力系数最大位置与设计巡航外形的升力最大位置处重合，进而在几乎不影响提供高升力的翼面区域的前提下，保证了真实巡航外形与设计巡航外形相接近。

选取前缘线5作为型架外形定位线时，设计巡航外形、一次卸载型架外形和步骤1)得到的型架外形对比，如图4所示，可以看出每个翼型截面的扭转角与一次卸载后的翼型扭转角完全相同。

(5).对步骤(4)中得到的第二优化型架外形13进行静气动弹性计算，得到真实巡航外形12，验证其真实巡航外形12的气动性能与设计巡航外形1的气动性能是否一致。

静气动弹性分析的具体步骤如下：a.采用CFD模块计算步骤(4)中得到的第二优化型架外形的气动载荷，在计算过程中采用高精度结构化网格N-S方程求解器，以提高计算精度；b.通过RBF法将步骤a中得到的气动载荷插值到结构网格表面，在计算过程中采用CSD三维插值实现数据传递；c.采用CSD模块计算结构变形；d.通过RBF法将步骤c中得到的结构变形插值到CFD网格表面，在计算过程中采用CFD三维插值实现数据传递；e.判断是否满足收敛条件；若满足，则得到最优型架外形；若不满足，则执行步骤f；f.采用RBF法进行CFD网格变形，然后执行步骤b至步骤e，直至得出最优型架外形。

如图6所示，可知通过气动设计得到的设计巡航外形1与经过优化设计的第二优化型架外形13相差较大，而通过气动设计得到的设计巡航外形1与通过优化设计以及静气动弹性分析之后的真实型架外形12相接近。

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

1.一种飞机机翼型架外形设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1).根据气动设计要求进行巡航外形设计；

(3).计算一次卸载型架外形；

(5).对步骤(4)中得到的第二优化型架外形进行静气动弹性计算得到真实巡航外形，验证其真实巡航外形的气动性能与设计巡航外形的气动性能是否一致；

所述步骤(4)中在对一次卸载型架外形进行优化设计前，在机翼上选取一条定位线；所述定位线可以是直线、直线段、曲线或曲线段；

所述步骤(4)中对型架外形的优化设计步骤如下：1).计算机翼多个翼形截面在一次卸载后的位置，将其沿x、y、z三个方向平移至定位点与原设计巡航外形上的定位点重合；2).计算出巡航外形升力系数最大位置处的截面在卸载前后与翼根的夹角Г，将步骤1)得到的型架外形向下调整上反角Г度。

2.根据权利要求1所述的飞机机翼型架外形设计方法，其特征在于，所述步骤(3)中计算一次卸载型架外形时，首先计算巡航状态时的气动载荷，并将其反方向加载到步骤(1)所得到的巡航外形上。

3.根据权利要求2所述的飞机机翼型架外形设计方法，其特征在于，在所述步骤(3)中，计算气动载荷时，采用高精度结构化网格N-S方程求解器，通过CSD计算结构变形时采用柔度矩阵法或模态法进行计算。

4.根据权利要求1所述的飞机机翼型架外形设计方法，其特征在于，所述步骤(5)中进行静气动弹性分析的具体操作如下：a.采用CFD模块计算步骤(4)中得到的第二优化型架外形的气动载荷；b.将步骤a中得到的气动载荷插值到结构网格表面；c.采用CSD模块计算结构变形；d.将步骤c中得到的结构变形插值到CFD网格表面；e.判断是否满足收敛条件；若满足，则得到最优型架外形；若不满足，则执行步骤f；f.进行CFD网格变形，然后执行步骤b至步骤e，直至得出最优型架外形。

5.根据权利要求4所述的飞机机翼型架外形设计方法，其特征在于，所述步骤a中进行静气动弹性计算时所使用的CFD模块，采用高精度结构化网格N-S方程求解器；所述步骤c中采用CSD模块计算结构变形时采用柔度矩阵法或模态法进行计算；所述步骤b中采用RBF法进行CSD三维插值以及数据传递；所述步骤d中采用RBF法进行CFD三维插值以及数据传递；所述步骤f中采用RBF法进行CFD网格变形。