CN106672260B - 一种大展弦比机翼型架构型设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种大展弦比机翼型架构型设计方法，涉及到飞行器技术领域，包括刚性机翼优化步骤和弹性机翼优化步骤,生成机翼构型初始种群，进行升阻比计算，获取局部最优解，再进行寻优计算，然后对局部最优解进行升阻比计算并与初始种群进行升阻比计算获得的局部最优解对比，最后判断全局最优解；计算弹性机翼飞行时所受气动载荷，再计算机翼的弹性变形，通过多次迭代计算，求解在该飞行状态下机翼结构弹性平衡时的真实形态，获取弹性变形后的飞行载荷，得到翼型剖面型架的扭转角，完成机翼型架构型的设计。本发明设计的机翼具有良好的几何气动扭转角分布，升力分布更佳，能够产生更小的诱导阻力，获取最佳的升阻比，从而提高巡航效率。

Description

一种大展弦比机翼型架构型设计方法
技术领域
本发明涉及到飞行器技术领域，特别涉及一种大展弦比机翼型架构型设计方法。
背景技术
在民机和长航时无人机设计中，提高巡航升阻比、提高巡航效率是设计的重点，而机翼型架设计，是获取最优巡航构型，提高巡航效率的有效手段之一。
一般具有椭圆升力分布的机翼拥有均匀的下洗分布，具有更小的诱导阻力，对于任意一大展弦比机翼来说，总存在一种优化的几何气动扭转角分布，使得升力分布最佳，产生更小的诱导阻力，获取最佳的升阻比。同时大展弦比机翼由于结构轻、刚度小，受到气动载荷时，也容易产生较大的扭转和弯曲变形，对飞行性能和飞行品质产生影响，严重时可能出现扭转发散等危及飞机安全的极端情况，因此也必须以最佳巡航构型为设计目标，对机翼进行计及弹性变形影响的型架外形优化设计，才能消除弹性变形对气动特性的不利影响，维持巡航最佳型架外形。
公开号为CN 103407580A，公开日为2013年11月27日的中国专利文献公开了一种超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法，其特征在于，包括如下步骤：一、根据飞行器总体设计要求，确定机翼的展长和展弦比；二、根据飞行器总体设计要求，确定机翼弹性变形的上限值和扭转变形的上限值；三、根据飞行器总体设计要求，计算飞行器在不同飞行条件下的气动载荷，以及飞行器在飞行过程中，由于外力作用引起的气动载荷；四、计算机翼本身的质量力及其他部件传来的力；五、在飞行器的设计飞行条件范围内，计算机翼不安装张线时可能发生的极限变形量；六、在飞行器上确定张线支架；七、在飞行器的张线支架两边对称设置张线安装点；八、在张线支架与张线安装点之间设置张线；九、根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、由于外力作用引起的气动载荷以及步骤八确定的张线布局，计算机翼变形在设计允许的弹性变形范围内，张线所受的最大拉力；然后根据张线的材料，计算出张线的直径；十、根据步骤三计算的飞行器在不同飞行条件下的气动载荷、由于外力作用引起的气动载荷以及步骤八确定的张线布局，计算各张线的受力情况、机翼的载荷分布以及机翼的最大变形量，判断机翼是否符合极限弹性变形的设计要求以及张线对机翼弹性变形的影响；同时计算张线本身及张线支点承受的应力，判断张线本身及张线支点承受的应力是否在材料允许范围之内；根据判断的结果，对张线的布局方式进行修正；十一、计算修正后的安装张线的飞行器的气动性能，判断张线对飞行器气动性能的影响，完成机翼的制造。
该专利文献公开的超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法，通过计算各张线的受力情况、机翼的载荷分布以及机翼的最大变形量，从而判断机翼是否符合极限弹性变形的设计要求以及张线对机翼弹性变形的影响，这种方式不能准确测出机翼的几何气动扭转角分布，难以获得最佳升阻比，导致巡航效率较低。
发明内容
本发明为了克服上述现有技术的缺陷，提供一种大展弦比机翼型架构型设计方法，本发明设计出的机翼具有良好的几何气动扭转角分布，升力分布更佳，能够产生更小的诱导阻力，获取最佳的升阻比，从而提高巡航效率。
本发明通过下述技术方案实现：
一种大展弦比机翼型架构型设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
A、刚性机翼优化步骤，生成机翼构型初始种群，对初始种群进行升阻比计算，获取局部最优解，对获取的局部最优解进行寻优计算，然后对寻优计算后得到的局部最优解进行升阻比计算并与初始种群进行升阻比计算获得的局部最优解对比，选出全局最优解，最后判断全局最优解，直到收敛为止；
B、弹性机翼优化步骤, 计算弹性机翼飞行时所受气动载荷，再耦合结构静平衡方程计算机翼的弹性变形，通过多次迭代计算，求解在该飞行状态下机翼结构弹性平衡时的真实形态，获取弹性变形后的飞行载荷，得到翼型剖面型架的扭转角，完成机翼型架构型的设计。
所述机翼构型初始种群是通过机翼剖面扭转角初始矩阵计算方法产生的。
所述初始种群的升阻比计算采用的是计算流体力学软件。
所述局部最优解是通过类电磁机制原理的无约束优化方法获取的。
本发明所述CFD是指计算流体力学软件。
本发明的有益效果主要表现在：
本发明中，通过刚性机翼优化步骤，“生成机翼构型初始种群，对初始种群进行升阻比计算，获取局部最优解，对获取的局部最优解进行寻优计算，然后对寻优计算后得到的局部最优解进行升阻比计算并与初始种群进行升阻比计算获得的局部最优解对比，选出全局最优解，最后判断全局最优解，直到收敛为止”，得到的大展弦比机翼具有良好的刚度和强度；通过弹性机翼优化步骤, “ 计算弹性机翼飞行时所受气动载荷，再耦合结构静平衡方程计算机翼的弹性变形，通过多次迭代计算，求解在该飞行状态下机翼结构弹性平衡时的真实形态，获取弹性变形后的飞行载荷，得到翼型剖面型架的扭转角”，大幅降低了气动弹性变形量；采用该方法制造的大展弦比机翼具有良好的几何气动扭转角分布，升力分布更佳，能够产生更小的诱导阻力，获取最佳的升阻比，从而提高巡航效率。
附图说明
图1是本发明大展弦比机翼型架构型设计流程框图。
具体实施方式
参见图1，一种大展弦比机翼型架构型设计方法，包括如下步骤：
A、刚性机翼优化步骤，生成机翼构型初始种群，对初始种群进行升阻比计算，获取局部最优解，对获取的局部最优解进行寻优计算，然后对寻优计算后得到的局部最优解进行升阻比计算并与初始种群进行升阻比计算获得的局部最优解对比，选出全局最优解，最后判断全局最优解，直到收敛为止；
B、弹性机翼优化步骤, 计算弹性机翼飞行时所受气动载荷，再耦合结构静平衡方程计算机翼的弹性变形，通过多次迭代计算，求解在该飞行状态下机翼结构弹性平衡时的真实形态，获取弹性变形后的飞行载荷，得到翼型剖面型架的扭转角，完成机翼型架构型的设计。
所述步骤A具体体现在：
1）按照机翼剖面扭转角初始矩阵计算方法产生初始种群。
2）利用CFD对初始种群进行升阻比计算，并采用类电磁机制原理的无约束优化方法获取局部最优解。
3）采用类电磁机制原理的无约束优化方法，对第2步获取的局部最优解进行寻优计算。
4）利用CFD对由第3步获取的最优解进行升阻比计算，并与第2步结果进行对比筛选出全局最优解。
5）判断第4步全局最优解否收敛,如不收敛，将全局最优解作为第3步的输入重复3到5的步骤，直到收敛为止。
所述步骤B具体体现在：采用欧拉方程为流场控制方程，计算弹性机翼飞行时所受气动载荷，再耦合结构静平衡方程计算机翼的弹性变形，通过多次迭代计算，求解在该飞行状态下机翼结构弹性平衡时的真实形态，获取弹性变形后的飞行载荷，在此基础上，对弹性机翼剖面扭角进行优化设计，消除弹性变形对气动载荷分布的影响。
通常情况下，对大展弦比机翼，可以假定机翼的弦向剖面是刚性的，结构弹性引起的机翼扭转角分布对其升力特性的影响是绝对因素，因此可以只对机翼的扭转角进行优化设计，不考虑机翼刚性轴绕度的影响。通过型架优化设计可以使机翼弹性变形平衡后，恢复到机翼的最佳巡航状态，从而提高飞机的巡航升阻比。
优化算子如下式:
对大展弦比机翼，任一翼型剖面，有：
（n=1,2,3,…）
其中：表示第n+1次迭代时的型架设计扭转角分布，=；表示第n次迭代时机翼静弹性变形扭转角分布；表示机翼设计要求的扭转角分布；为迭代松弛参数，。
经过气动力方程和结构静平衡方程的反复耦合迭代，直到：
其中：为判断收敛参数，为一小量；为需要求解的该翼型剖面型架设计扭转角。
机翼剖面扭转角初始矩阵计算方法：每种机翼构型扭转角按照从翼根到翼尖负扭转增大规律排列，计算公式如下：
＝
lij表示第j个剖面的第i个扭转角下限；
uij表示第j个剖面的第i个扭转角上限；
βij表示第j个剖面的第i个扭转角；
qj表示第j个剖面初始扭转角个数。

Claims (4)

1.一种大展弦比机翼型架构型设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
A、刚性机翼优化步骤，生成初始种群，对初始种群进行升阻比计算，获取局部最优解，对获取的局部最优解进行寻优计算，然后对寻优计算后得到的局部最优解进行升阻比计算并与初始种群进行升阻比计算获得的局部最优解对比，选出全局最优解，最后判断全局最优解，直到收敛为止；
所述步骤A具体为：
1）按照机翼剖面扭转角初始矩阵计算方法产生初始种群；
2）利用CFD对初始种群进行升阻比计算，并采用类电磁机制原理的无约束优化方法获取局部最优解；
3）采用类电磁机制原理的无约束优化方法，对第2步获取的局部最优解进行寻优计算；
4）利用CFD对由第3步获取的最优解进行升阻比计算，并与第2步结果进行对比筛选出全局最优解；
5）判断第4步全局最优解否收敛,如不收敛，将全局最优解作为第3步的输入重复3到5的步骤，直到收敛为止；
B、弹性机翼优化步骤, 计算弹性机翼飞行时所受气动载荷，再耦合结构静平衡方程计算机翼的弹性变形，通过多次迭代计算，求解在该飞行状态下机翼结构弹性平衡时的真实形态，获取弹性变形后的飞行载荷，得到翼型剖面型架的扭转角，完成机翼型架构型的设计；
所述步骤B具体为：
采用欧拉方程为流场控制方程，计算弹性机翼飞行时所受气动载荷，再耦合结构静平衡方程计算机翼的弹性变形，通过多次迭代计算，求解在该飞行状态下机翼结构弹性平衡时的真实形态，获取弹性变形后的飞行载荷，在此基础上，对弹性机翼剖面扭角进行优化设计，消除弹性变形对气动载荷分布的影响。
2.根据权利要求1所述的一种大展弦比机翼型架构型设计方法，其特征在于：所述初始种群是通过机翼剖面扭转角初始矩阵计算方法产生的。
3.根据权利要求1所述的一种大展弦比机翼型架构型设计方法，其特征在于：所述初始种群的升阻比计算采用的是计算流体力学软件。
4.根据权利要求1所述的一种大展弦比机翼型架构型设计方法，其特征在于：所述局部最优解是通过类电磁机制原理的无约束优化方法获取的。
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