CN110334368B - 一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法 - Google Patents

一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开的一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，该方法包括：获取复合推力构型直升机的相关几何参数和工作参数；确定当前直升机的飞行状态及操纵量初值；建立各部件气动力模型；求解全机合外力及合力矩；通过判定全机合力及合力矩是否为零来决定更新操纵量或输出相应的配平结果；该方法以干扰因子的方式耦合直升机部件之间的气动干扰特性，并将其考虑到复合推力构型直升机的飞行动力学模型中，从而达到提高直升机飞行特性计算精度，缩短气动布局设计周期的目的。本发明提供的方法及系统，可以较为快速便捷的解决复合推力构型直升机在不同飞行状态下的飞行动力学模型配平计算问题。

Description

一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法
技术领域
本发明涉及直升机总体设计技术领域，具体涉及一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，可以应用于针对复合推力构型直升机概念和初步设计阶段的直升机气动布局设计。
背景技术
旋翼/机翼复合推力构型直升机，其构型直升机如图1所示，该种直升机全机气动布局设计是总体设计中的主要内容之一，它包括直升机各部件的气动外形、参数和相对位置的确定。
直升机是否具有良好的飞行特性(包括配平特性、稳定性、操纵性及飞行性能等)在很大程度上决定于气动布局，因此气动布局设计在直升机总体设计中处于核心地位，而气动布局设计过程中建立准确的全机飞行动力学模型是关键。
在垂直起降、悬停移动飞行时，旋翼在发动机带动下作主升力面和姿态操纵面，前飞过渡飞行时，随着飞行速度增加，机翼逐步产生升力，为旋翼卸载，同时降低旋翼的总距和桨盘迎角，待达到一定速度时，旋翼转速降低，直至高速前飞模式下的设定值。
它具有旋翼和固定翼两套升力系统以及相应的操纵机构。在垂直起降，悬停和低速飞行状态下，通过总距，横纵向周期变距操纵。在高速飞行状态下，通过副翼，升降舵和螺旋桨桨距操纵。这样既发挥了直升机在垂直起降，悬停，低速下的良好气动特性，又同时具备了固定翼飞机在高速状态的高升阻比特性。相比与普通单旋翼带尾桨直升机，旋翼/机翼复合推力构型直升机在建立飞行动力学模型时，重点考虑机翼和螺旋桨的气动建模，同时还在机翼，平尾中增加了操纵舵面的气动力模块。另外由于设计方案中采用倒V 型平垂尾，故在飞行动力学模型中简化为双垂尾加平尾，同时带有升降舵。
发明内容
本发明的目的是提供一种能够针对复合推力构型直升机建立准确的飞行动力学模型的方法及系统，以为该种直升机进行精确的飞行特性分析提供支持。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，所述方法包括：
获取复合推力构型直升机的相关几何参数和工作参数；
确定复合推力构型直升机的应用坐标系；
504)旋翼气动力建模：旋翼气动力建模采用Pitt和Peters动态入流模型该模型考虑了诱导速度在桨盘上的不均匀分布，以及其随旋翼气动力变化的滞后效应，使得旋翼的气动载荷(拉力，俯仰力矩和滚转力矩)同旋翼的诱导速度的瞬态变化联系起来。
该构型直升机选用无铰式刚性旋翼，故在旋翼气动力建模时，把无铰旋翼用一等效的铰接式旋翼代替，选择挥舞铰偏置量与相匹配，在铰上置一扭簧来提供刚度，以考虑刚性旋翼等效的挥舞效应。
最后，给出旋翼对于机体重心的气动力和力矩。
505)螺旋桨气动力建模：旋翼为右旋，悬停状态左侧螺旋桨提供正拉力，右侧螺旋桨提供负拉力以平衡反扭矩。
螺旋桨气动力计算采用动量-叶素组合理论。给出螺旋桨对于机体重心的气动力和力矩。
506)机翼气动力建模：对于旋翼和大展弦比机翼组合式直升机，由于两侧附加了副翼，副翼的差动偏转对左右机翼的影响是不一致的，故建模时分开处理。
两边副翼引起的升力和阻力变化可直接叠加考虑，给出机翼对于机体重心的气动力和力矩。
507)平尾的气动力建模：平尾所处的真实气流环境也比较复杂，建模时暂时忽略旋翼下洗和侧洗影响，在后面通过干扰系数的方式体现旋翼以及螺旋桨对于平尾升阻力的影响。
平尾的升阻力同样受到旋翼和螺旋桨流场的干扰，在这里直接通过CFD方法给出其升阻力干扰因子 (不考虑舵面偏转)。
给出平尾对于机体重心的气动力和力矩。
508)垂尾的气动力建模：本发明样例直升机采用的是倒V型尾，等效为双垂尾，需分别计算再叠加。在确定垂尾的迎角及侧滑角后，给出垂尾对于机体重心的气动力和力矩。
509)机身的气动力建模：根据通过CFD方法计算得到不同迎角下的机身的阻力系数，升力系数，暂不考虑侧向力，故侧力系数为0，不考虑滚转和偏航力矩系数，得到不同迎角下的俯仰力矩系数。俯仰力矩作用点取全机重心处。
在考虑旋翼气流下洗对于机身的升阻力干扰后，得到机身的空气动力。
在该构型的飞行动力学建模中，所使用到的飞行动力学方程包括：
复合推力构型直升机的运动学方程：
Figure BDA0002012813180000021
复合推力构型直升机的绕重心转动的动力学方程：
Figure BDA0002012813180000022
复合推力构型直升机姿态角与角速度之间的运动学关系：
Figure BDA0002012813180000031
根据上述方程建立了510)运动学模块。
通过510)运动学模块的计算，输出体轴系下
Figure BDA0002012813180000032
通过511)坐标转换模块的计算，将体轴系下的
Figure BDA0002012813180000033
转换到地轴系。
不同坐标系在样例直升机示意如图3所示。
定常飞行时，作用在飞行器上的合力以及合力矩等于0，即处于平衡状态。
配平计算就是利用一定的计算方法确定飞行器平衡状态下的姿态角和操纵量。
通过本发明，可以通过给定复合推力构型直升机相应参数(包含但不局限于图1所示直升机)以及其飞行状态，得到不同飞行状态下直升机的配平计算结果。
样例直升机在不同飞行状态下的操纵量配平计算结果如图6/7/8/9所示。
其中直升机的前飞速度，速度范围为0～167m/s；
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
应用本发明可以进行旋翼/机翼复合推力构型直升机的飞行动力学配平特性研究，并能够较为快速便捷的解决复合推力构型直升机在不同飞行状态下的飞行动力学模型建立问题，得到其配平计算结果。
所适用的构型范围包括但不限于如图1所示的构型。
应用本发明通过配平计算得到了操纵量在整个速度范围内的变化规律。随着前飞速度的增加，总距先减小再增大，横向周期变距变化幅度不大，纵向周期变距先增大再逐渐趋于稳定，两侧螺旋桨的桨距不断增大，副翼偏转角变化幅度不大而升降舵偏转角逐渐增大。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明所适用但不限于的复合推力构型直升机三视图；
图2为本发明对复合推力构型直升机建立准确的飞行动力学模型系统流程图；
图3为本发明对复合推力构型直升机的坐标系示意图；
图4为本发明对复合推力构型直升机的飞行动力学模型配平计算流程图；
图5为本发明对复合推力构型直升机的飞行动力学模型结构图；
图6为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下总距及横纵向周期变距操纵量对比图；
图7为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下两侧螺旋桨桨矩操纵量对比图；
图8为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下副翼及升降舵的操纵量对比图；
图9为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下的俯仰角/滚转角变化情况对比图；
图10、图11为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下两侧螺旋桨合力/合力矩变化情况对比图；
图12、图13、图14为旋翼/机翼实际产生升力随前飞速度变化情况示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，本对发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和有点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本发明的直升机飞行动力学模型，是在目前通用的常规直升机飞行动力学模型基础上改造而来的。通用常规直升机飞行动力学模型一般表示为：
Figure BDA0002012813180000044
其中，y＝(yf,yr,ypl,ypr,yri,ypli,ypri,ye)为直升机状态量向量，
Figure BDA0002012813180000041
为由直升机旋翼横向周期变距角A1、旋翼纵向周期变距角B1、旋翼总距角
Figure BDA0002012813180000042
螺旋桨桨矩角
Figure BDA0002012813180000043
以及它们的时间变化率所组成的操纵输入向量。
直升机状态量向量由机体运动状态量向量yf、旋翼运动状态量向量yr、螺旋桨运动状态量向量 ypl,ypr、旋翼桨盘入流状态量向量yri、螺旋桨桨桨盘入流状态量向量ypli,ypri以及发动机状态量向量ye组成。其中yf中包括机体3个线速度分量、3个角速度分量、3个姿态角；yr中一般需包括旋翼参考桨叶方位角、旋翼转速、旋翼各片桨叶的挥舞角和角速度、旋翼各片桨叶的摆振角和角速度(若考虑摆振运动)； ypl,ypr中一般需包括螺旋桨参考桨叶方位角和角速度(若考虑挥舞运动)；ye与所选择的发动机模型相关。
当其稳定飞行时，机体的线加速度、角加速度和角速度均为零，作用在各部件上的力和力矩必须平衡。相应的刚体欧拉方程化简为：
Figure BDA0002012813180000051
图2为本发明对复合推力构型直升机飞行动力学模型配平计算的流程图。如图4所示，所述方法包括：
步骤101：配平开始，获取直升机的几何及工作参数。直升机的总体参数如下表所示，因此，依次获得直升机的相关几何及工作参数。
表1
Figure BDA0002012813180000052
Figure BDA0002012813180000061
Figure BDA0002012813180000071
步骤102：确定当前直升机的飞行状态，速度范围为0～167m/s；
步骤103：确定当前速度下，直升机操纵量的初值；并将初值带入飞行动力学模型中；
步骤104：建立复合推力构型直升机飞行动力学模型；模型包括：401)旋翼气动力建模：旋翼气动力建模采用Pitt和Peters动态入流模型该模型考虑了诱导速度在桨盘上的不均匀分布，以及其随旋翼气动力变化的滞后效应，使得旋翼的气动载荷(拉力，俯仰力矩和滚转力矩)同旋翼的诱导速度的瞬态变化联系起来。
该构型直升机选用无铰式刚性旋翼，故在旋翼气动力建模时，把无铰旋翼用一等效的铰接式旋翼代替，选择挥舞铰偏置量与相匹配，在铰上置一扭簧来提供刚度，以考虑刚性旋翼等效的挥舞效应。
最后，确定翼对于机体重心的气动力和力矩。
402)螺旋桨气动力建模：旋翼为右旋，悬停状态左侧螺旋桨提供正拉力，右侧螺旋桨提供负拉力以平衡反扭矩。
螺旋桨气动力计算采用动量-叶素组合理论。给出螺旋桨对于机体重心的气动力和力矩。
403)机翼气动力建模：对于旋翼和大展弦比机翼组合式直升机，由于两侧附加了副翼，副翼的差动偏转对左右机翼的影响是不一致的，故建模时分开处理。
两边副翼引起的升力和阻力变化可直接叠加考虑，给出机翼对于机体重心的气动力和力矩。
404)机身的气动力建模：根据通过计算流体力学CFD方法计算得到不同迎角下的机身的阻力系数，升力系数，暂不考虑侧向力，故侧力系数为0，不考虑滚转和偏航力矩系数，得到不同迎角下的俯仰力矩系数。俯仰力矩作用点取全机重心处。
在考虑旋翼气流下洗对于机身的升阻力干扰后，得到机身的空气动力。
405)平尾的气动力建模：平尾所处的真实气流环境也比较复杂，建模时暂时忽略旋翼下洗和侧洗影响，在后面通过干扰系数的方式体现旋翼以及螺旋桨对于平尾升阻力的影响。
平尾的升阻力同样受到旋翼和螺旋桨流场的干扰，在这里直接通过CFD方法给出其升阻力干扰因子(不考虑舵面偏转)。
给出平尾对于机体重心的气动力和力矩。
406)垂尾的气动力建模：本发明样例直升机采用的是倒V型尾，等效为双垂尾，需分别计算再叠加。
在确定垂尾的迎角及侧滑角后，给出垂尾对于机体重心的气动力和力矩。
步骤105：在该构型的飞行动力学建模中，根据下述方程求得全机的合力及合力矩；
复合推力构型直升机的运动学方程：
Figure BDA0002012813180000081
复合推力构型直升机的绕重心转动的动力学方程：
Figure BDA0002012813180000082
复合推力构型直升机姿态角与角速度之间的运动学关系：
Figure BDA0002012813180000083
步骤106：判断直升机的合力及合力矩是否为零；
步骤107：若此时全机的合力及合力矩不为零，则需要调整相应的操纵量，并返回步骤403再次计算；
步骤108：若此时全机的合力及合力矩为零，则输出此时的飞行状态及其相对应的操纵量；
获得不同飞行状态下的操纵量配平值具体包括以下几个步骤：
第一步，确定复合推力构型直升机相关参数并确定当前飞行状态(飞行速度)；
第二步，确定当前飞行状态下的操纵量初值；
第三步，建立各部件气动力模型，其中，旋翼气动力建模采用Pitt和Peters动态入流模型该模型考虑了诱导速度在桨盘上的不均匀分布，以及其随旋翼气动力变化的滞后效应，使得旋翼的气动载荷(拉力，俯仰力矩和滚转力矩)同旋翼的诱导速度的瞬态变化联系起来。该构型直升机选用无铰式刚性旋翼，故在旋翼气动力建模时，把无铰旋翼用一等效的铰接式旋翼代替，选择挥舞铰偏置量与相匹配，在铰上置一扭簧来提供刚度，以考虑刚性旋翼等效的挥舞效应。给出旋翼对于机体重心的气动力和力矩。
螺旋桨气动力建模：旋翼为右旋，悬停状态左侧螺旋桨提供正拉力，右侧螺旋桨提供负拉力以平衡反扭矩。螺旋桨气动力计算采用动量-叶素组合理论。给出螺旋桨对于机体重心的气动力和力矩。
机翼气动力建模：对于旋翼和大展弦比机翼组合式直升机，由于两侧附加了副翼，副翼的差动偏转对左右机翼的影响是不一致的，故建模时分开处理。两边副翼引起的升力和阻力变化可直接叠加考虑，给出机翼对于机体重心的气动力和力矩。
机身的气动力建模：根据通过CFD方法计算得到不同迎角下的机身的阻力系数，升力系数，暂不考虑侧向力，故侧力系数为0，不考虑滚转和偏航力矩系数，得到不同迎角下的俯仰力矩系数。俯仰力矩作用点取全机重心处。在考虑旋翼气流下洗对于机身的升阻力干扰后，得到机身的空气动力。
平尾的气动力建模：平尾所处的真实气流环境也比较复杂，建模时暂时忽略旋翼下洗和侧洗影响，在后面通过干扰系数的方式体现旋翼以及螺旋桨对于平尾升阻力的影响。
平尾的升阻力同样受到旋翼和螺旋桨流场的干扰，在这里直接通过CFD方法给出其升阻力干扰因子 (不考虑舵面偏转)。给出平尾对于机体重心的气动力和力矩。
垂尾的气动力建模：本发明样例直升机采用的是倒V型尾，等效为双垂尾，需分别计算再叠加。在确定垂尾的迎角及侧滑角后，给出垂尾对于机体重心的气动力和力矩。
第四步，在该构型的飞行动力学建模中，根据下述方程求得全机的合力及合力矩；
复合推力构型直升机的运动学方程：
Figure BDA0002012813180000091
复合推力构型直升机的绕重心转动的动力学方程：
Figure BDA0002012813180000092
复合推力构型直升机姿态角与角速度之间的运动学关系：
Figure BDA0002012813180000101
其中，Fx,Fy,Fz表示直升机气动合力三分量，Vx,Vy,Vz表示飞行速度在体轴系中的三分量，ωx,ωy,ωz表示直升机角速度三分量，θ表示直升机航迹角，φ表示直升机偏航角，Mx,My,Mz表示直升机外力矩在体轴系中的三分量。
第五步，判断直升机的合力及合力矩是否为零；若此时全机的合力及合力矩不为零，则需要调整相应的操纵量，再次计算；若此时全机的合力及合力矩为零，则输出此时的飞行状态及其相对应的操纵量。
图1为本发明所适用但不限于的复合推力构型直升机三视图，图中有该直升机的部分尺寸标注；
图2为本发明对复合推力构型直升机建立准确的飞行动力学模型系统流程图，所述结构包括：
其中，数据准备模块201，用于前期搜集该发明所需计算的直升机相关几何及总体参数；
数据输入模块202，将搜集到的直升机数据输入到飞行动力学模型中；
执行配平程序模块203，用于调用如图4所示的配平程序；
调用飞行动力学模型模块204，用于调用如图5所示的飞行动力学模型；
判断模块205，通过判断配平计算结果是否收敛，来决定系统的进一步走向，其中，若配平计算结果不收敛，则将信息反馈给更新操纵量的模块206，从而返回到模块203，在更新操纵量后重新计算；
若配平计算结果收敛，则将信息反馈给配平结束模块207，从而输出此时的飞行状态及配平结果；
图3为本发明对复合推力构型直升机的坐标系示意图；
图4为本发明对复合推力构型直升机的飞行动力学模型配平计算流程图；
图5为本发明对复合推力构型直升机的飞行动力学模型；
图6为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下总距及横纵向周期变距操纵量；
图7为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下两侧螺旋桨桨矩操纵量；
图8为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下副翼及升降舵的操纵量；
图9为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下的俯仰角/滚转角变化情况；
图10为本发明得到的配平计算结果中，不同飞行状态下两侧螺旋桨合力/合力矩变化情况；
图11为旋翼/机翼实际产生升力随前飞速度变化情况；
本发明的优点在于：
(1)应用本发明可以进行旋翼/机翼复合推力构型直升机的飞行动力学配平特性研究，并能够较为快速便捷的解决复合推力构型直升机在不同飞行状态下的飞行动力学模型建立问题，得到其配平计算结果。所适用的构型范围包括但不限于如图1所示的构型。
(2)应用本发明通过配平计算得到了操纵量在整个速度范围内的变化规律。随着前飞速度的增加，总距先减小再增大，横向周期变距变化幅度不大，纵向周期变距先增大再逐渐趋于稳定，两侧螺旋桨的桨距不断增大，副翼偏转角变化幅度不大而升降舵偏转角逐渐增大。
与现有技术相比，本发明根据复合推力构型直升机的特点，针对旋翼/机翼复合推力构型直升机低速悬停模式，过渡前飞模式以及高速前飞模式开展配平工作并进行分析；同时，根据配平计算结果验证了旋翼/机翼的升力配比，两侧螺旋桨拉力数值，全机可用功率及需用功率数值以及机身俯仰角数值变化等体现旋翼/机翼复合推力直升机构型特点的参数。利用配平计算结果验证旋翼/机翼复合推力构型直升机操纵策略的有效性。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (7)

1.一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，其特征在于：包括考虑直升机各部件之间气动干扰影响，所述建模方法通过如下步骤实现：
第一步，确定复合推力构型直升机相关参数并确定当前飞行状态；
第二步，确定当前飞行状态下的操纵量初值；
第三步，建立各部件气动力模型，包括以下模型：螺旋桨气动力建模：得到螺旋桨对于机体重心的气动力和力矩；机翼气动力建模：得到机翼对于机体重心的气动力和力矩；机身的气动力建模：根据通过CFD方法计算得到不同迎角下的机身的阻力系数，得到机身的空气动力；平尾的气动力建模：通过干扰系数的方式体现旋翼以及螺旋桨对于平尾升阻力的影响，通过CFD方法给出其升阻力干扰因子计算出平尾对于机体重心的气动力和力矩；垂尾的气动力建模：得到垂尾对于机体重心的气动力和力矩；
第四步，在该构型的飞行动力学建模中，根据下述方程求得全机的合力及合力矩；
复合推力构型直升机的运动学方程：
Figure FDA0003057785370000011
复合推力构型直升机的绕重心转动的动力学方程：
Figure FDA0003057785370000012
复合推力构型直升机姿态角与角速度之间的运动学关系：
Figure FDA0003057785370000013
其中，Fx,Fy,Fz表示直升机气动合力三分量，Vx,Vy,Vz表示飞行速度在体轴系中的三分量，ωx,ωy,ωz表示直升机角速度三分量，θ表示直升机航迹角，φ表示直升机偏航角，Mx,My,Mz表示直升机外力矩在体轴系中的三分量；
第五步，判断直升机的合力及合力矩是否为零；若此时全机的合力及合力矩不为零，则需要调整相应的操纵量，再次计算；若此时全机的合力及合力矩为零，则输出此时的飞行状态及其相对应的操纵量。
2.根据权利要求1所述的一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，其特征在于：所述旋翼气动力建模，采用Pitt和Peters动态入流模型，把无铰旋翼用一等效的铰接式旋翼代替，选择挥舞铰偏置量与相匹配，在铰上置一扭簧来提供刚度，以考虑刚性旋翼等效的挥舞效应；最后，得到旋翼对于机体重心的气动力和力矩。
3.根据权利要求1所述的一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，其特征在于：采用动量- 叶素组合理论方法对螺旋桨气动力计算。
4.根据权利要求1所述的一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，其特征在于：所述直升机采用倒V型尾，将其等效为双垂尾，分别计算再叠加；在确定垂尾的迎角及侧滑角后，计算得到垂尾对于机体重心的气动力和力矩。
5.根据权利要求1所述的一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，其特征在于：所述机身气动力模型，通过CFD方法计算得到不同迎角下的机身的阻力系数，升力系数，不考虑侧向力，侧力系数为0，不考虑滚转和偏航力矩系数，得到不同迎角下的俯仰力矩系数，俯仰力矩作用点取全机重心处。
6.根据权利要求2至5任一项所述的一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，其特征在于：将各部件的力和力矩带入运动学方程求和，从而进行稳定飞行配平计算，得到配平值。
7.根据权利要求6所述的一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法，其特征在于：耦合配平计算收敛判断：若配平计算仅执行过一次，计算配平初值与所述配平值之间的相对残差值，若配平计算执行次数大于1，计算前后两次配平计算输出配平值之间的相对残差值，当相对残差值大于某小量，配平计算未收敛，则更新设计变量，当相对残差值小于等于某小量，配平计算已收敛，输出配平结果。
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