CN115146376A - 联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调优化设计方法。以前后翼的气动弦长、攻角分布函数系数，及主梁结构的外径和壁厚分布函数系数作为设计变量，结合气动和结构性能快速评估方法，构建联结翼布局飞机气动结构优化设计方法。本发明中不仅兼顾联结翼布局飞机气动和结构一体化设计的优势，且设计变量较少，可大幅度减少设计周期。本发明具有较强的适用性，不仅适用于联结翼布局飞机气动结构设计，还适用于常规飞机气动结构设计。

Description

联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法
技术领域
本发明属于飞行器结构设计方法领域，更具体地，涉及一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法。
背景技术
从气动角度看，联结翼布局飞机因具有较大的升力、较小的阻力的优势，为联结翼布局飞机带来了优越的升阻比特性。从结构角度看，联结翼布局飞机相互连接的前后翼形成一个复杂的过约束超静定系统。从内力分布角度，前翼与后翼都可以看作外侧有支撑的悬臂梁结构体系。支撑作用使联接翼翼面结构在受载时，载荷在前、后翼之间发生转移。如果设计合理，有利的转移可以提高结构承载效率，进而实现结构重量的降低。然而，联结翼布局飞机结构上良好的减重潜力也会给结构设计带来了挑战。
超静定问题最明显的特征是内部分布与外载荷及刚度分布都直接相关。前后翼的内力不仅与气动载荷分配有关，还取决于前后翼的刚度分布。若采用传统的先进行气动外形设计后进行结构设计的串行设计步骤，那么在结构设计过程中，如果前后翼气动载荷分配不合理，就会导致结构重量超重，无法满足结构重量设计指标要求。在联结翼布局飞机气动布局以及外形设计时，应兼顾前后翼结构方案设计，以实现气动载荷分配与结构变形协调的匹配设计。所以，亟需发展一种考虑联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调的气动结构一体化设计方法。
发明内容
针对现有联结翼布局飞机气动与结构设计存在的问题，本发明提出一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，可对联结翼布局飞机前后翼的气动载荷与结构刚度进行合理分布设计，同时得到满足气动和结构指标要求的气动外形和结构方案，从而提高联结翼布局飞机的气动结构设计效率。
本发明的技术方案为：
所述一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，包括以下步骤：
步骤1：给定联结翼布局飞机的初始气动外形参数及结构参数，并指定设计工况、约束条件与目标函数；
步骤2：对联结翼布局飞机初始气动外形进行气动性能评估分析，得到联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配及气动性能参数；
步骤3：根据联结翼布局飞机的初始结构参数构建结构有限元模型，并将依据步骤2得到的气动性能参数解算得到的气动载荷，以及结构惯性载荷施加到有限元模型上，进行有限元分析，计算得到初始结构构型结构方案的位移、扭转角、应力刚强度指标及前翼和后翼的变形协调关系；
步骤4：以前翼以及后翼的弦长、攻角、主梁外径、主梁壁厚的分布拟合系数作为设计变量；根据设定的联结翼布局飞机气动外形参数上下限和结构参数上下限确定设计变量上下限；
步骤5：以联结翼布局飞机升阻比最大和结构重量最小作为优化目标，考虑设定的气动性能约束和结构约束，以及步骤4得到的设计变量上下限约束，构建优化模型；采用优化算法进行气动和结构设计变量迭代寻优；迭代优化过程中，根据通过当前迭代设计变量确定的联结翼布局飞机气动外形和结构参数，进行气动性能评估分析以及结构有限元分析，得到当前迭代下的联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配以及变形协调关系；最终根据最优的设计变量优化结果得到对应的联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配以及变形协调关系，实现气动结构一体化优化设计方案。
进一步的，步骤1中，气动外形参数包括前翼及后翼的翼型、展长、弦长、攻角分布，结构参数包括前翼及后翼的主梁弦向站位、外径、壁厚，翼肋缘条和腹板的尺寸。
进一步的，步骤1中，所述设计工况包括飞行高度、大气密度、声速、马赫数、静压、过载系数、安全系数；所述约束条件包括升力系数、全机力矩系数、全机焦点变化范围、最大位移、最大扭转角、结构屈曲因子、颤振速度、发散速度；所述目标函数包括升阻比、结构重量。
进一步的，步骤2中，进行气动性能评估分析的过程为：采用自适性网格划分方法对联结翼布局飞机初始气动外形进行网格划分；并采用深度学习方法进行气动性能评估分析：以涡格法计算的多种联结翼布局飞机气动外形参数及结构参数下的气动性能参数作为训练集进行深度学习，得到深度学习模型，利用训练好的深度学习模型快速求解气动性能参数。
进一步的，步骤2中，所述气动性能参数包括：升力系数、升阻比、全机力矩系数、全机焦点、前翼压力分布、后翼压力分布。
进一步的，步骤3中，采用分布载荷转换方法将气动载荷以及结构惯性载荷施加到有限元模型上；所述分布载荷转换方法包括三点挑方法、多点挑方法、薄板样条插值方法或代理模型。
进一步的，步骤3中，前翼及后翼的弦长分布以及攻角分布，采用线性函数或二次函数进行拟合；前翼及后翼的主梁外径分布以及壁厚分布采用线性函数或二次函数进行拟合。
进一步的，步骤4中，结合线性函数或二次函数拟合公式，根据联结翼布局飞机前翼及后翼的弦长、攻角上下限确定与气动相关的设计变量上下限；根据联结翼布局飞机前翼及后翼的主梁外径和壁厚的上下限确定与结构相关的设计变量上下限。
有益效果
本发明提供了一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调优化设计方法。以前后翼的气动弦长、攻角分布函数系数，及主梁结构的外径和壁厚分布函数系数作为设计变量，结合气动和结构性能快速评估方法，构建联结翼布局飞机气动结构优化设计方法。本发明中不仅兼顾联结翼布局飞机气动和结构一体化设计的优势，且设计变量较少，可大幅度减少设计周期。本发明具有较强的适用性，不仅适用于联结翼布局飞机气动结构设计，还适用于常规飞机气动结构设计。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
附图1为本发明的联结翼布局气动布局示例
附图2为本发明的联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调优化设计方法流程
图中：1、前翼外段；2、后翼；3、垂尾；4、端板；5、雷达天线；6、前翼。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
联结翼布局飞机如图1所示，包括前翼和后翼，相互连接的前后翼形成一个复杂的过约束超静定系统，需要进行气动载荷分配与结构变形协调的匹配设计。本实施例中采用的联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法具体步骤为：
步骤1：步骤1：给定联结翼布局飞机的初始气动外形参数及结构参数，并指定设计工况、约束条件与目标函数。
所述设计工况包括：飞行高度、大气密度、声速、马赫数、静压、过载系数、安全系数等；所述约束条件为：升力系数、全机力矩系数、全机焦点变化范围、最大位移、最大扭转角、结构屈曲因子、颤振速度、发散速度等；所述目标函数为：升阻比、结构重量。目标函数可以为单目标，也可以为多目标。气动外形参数包括前、后翼的翼型、展长、弦长、攻角分布，结构参数包括圆管主梁的弦向站位、外径、壁厚，翼肋缘条和腹板的尺寸。为了使得优化得到的气动外形和结构参数满足真实情况和制造约束，前后翼的弦长和攻角分布，以及圆管主梁的外径和壁厚分布采用线性函数和二次函数进行拟合。见下式：
Figure BDA0003710576780000041
其中y为结果参数，即前后翼的弦长、攻角，圆管主梁的外径或壁厚；x为变量，取为前翼或者后翼的剖面站位；F为离散变量，可取为0或者1；F＝0时，弦长、攻角、主梁外径、主梁壁厚为二次函数分布，F＝1时，弦长、攻角、主梁外径、主梁壁厚为线性函数分布。A，B，C，D，E即为分布拟合系数，作为设计变量。
本实施例中，前翼为平直机翼，弦长C1为1500mm，展向长度L1为20000mm，后掠角为30度，翼型为E387，翼剖面攻角为3度。后翼为平直机翼，弦长C2为1100mm，展向长度L1为18000mm，前掠角为45度，翼型为E387，翼剖面攻角为1度，这里弦长和翼剖面攻角为可通过优化改变的设计值。设计工况：1)飞行高度为20Km；2)大气密度为1.225kg/m3；3)飞行速度为20m/s：4)考虑2.5g正过载和-1g负过载；5)安全系数取1.25。以全机升阻比最大和结构重量最小作为多目标，全机力矩系数、最大位移、最大扭转角作为约束条件。
步骤2：对联结翼布局飞机初始气动外形进行气动性能评估分析，得到联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配及气动性能参数。
本实施例中，通过自适性网格划分方法生成联结翼布局飞机初始气动外形的网格，并采用涡格法获得初始气动外形的气动性能参数，气动性能参数主要有升力系数CL、阻力系数CD、升阻比K、全机俯仰力矩系数CM等。
这里还可以采用深度学习方法进行气动性能参数解算，即以涡格法计算的多种联结翼布局飞机的气动外形参数及结构参数下的气动性能参数作为训练集进行深度学习，得到深度学习模型，利用训练好的深度学习模型快速求解气动性能参数。
步骤3：根据联结翼布局飞机的初始结构参数构建结构有限元模型，并将依据步骤2得到的气动性能参数解算得到的气动载荷，以及结构惯性载荷施加到有限元模型上，进行有限元分析，计算得到初始结构构型结构方案的位移、扭转角、应力刚强度指标及前翼和后翼的变形协调关系。
本实施例中，结构有限元模型的划分也采用自适应网格划分方法，基于Natrsan等商业有限元软件的有限元分析方法进行刚强度性能计算分析，并对商业有限元软件进行二次开发。动力学方程求解采用精进积分方法，提高运算精度。采用分布载荷转换方法，如“三点挑”方法、“多点挑”方法、薄板样条插值方法、代理模型等将气动载荷以及结构惯性载荷施加到有限元模型上。
刚强度指标参数包括最大位移zmax，前翼剖面最大扭转角θmax,1，后翼剖面最大扭转角θmax,2，全机最大米塞斯应力σmax。
步骤4：以前翼以及后翼的弦长、攻角、主梁外径、主梁壁厚的分布拟合系数作为设计变量；根据设定的联结翼布局飞机气动外形参数上下限和结构参数上下限确定设计变量上下限。
前面给出了前后翼的弦长和攻角分布，以及圆管主梁的外径和壁厚分布采用线性函数和二次函数进行拟合，本实施例中，结合线性函数或二次函数拟合公式，根据联结翼布局飞机前翼及后翼的弦长、攻角上下限确定与气动相关的设计变量上下限；根据联结翼布局飞机前翼及后翼的主梁外径和壁厚的上下限确定与结构相关的设计变量上下限。
本实施例中，前翼最大弦长为1700mm，最小弦长为1300mm，最大攻角为5度，最小攻角为1度。后翼最大弦长为1300mm，最小弦长为900mm，最大攻角为6度，最小攻角为1度。前、后翼主梁最大直径为300mm，最小直径为140mm，前、后翼主梁最大壁厚5mm，最小1mm。依据设计参数上下限求取设计变量上下限。
步骤5：以联结翼布局飞机升阻比最大和结构重量最小作为优化目标，考虑设定的气动性能约束和结构约束，以及步骤4得到的设计变量上下限约束，构建优化模型；采用优化算法进行气动和结构设计变量迭代寻优；迭代优化过程中，根据通过当前迭代设计变量确定的联结翼布局飞机气动外形和结构参数，进行气动性能评估分析以及结构有限元分析，得到当前迭代下的联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配以及变形协调关系；最终根据最优的设计变量优化结果得到对应的联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配以及变形协调关系。
这里数值优化算法是考虑结构和气动耦合的方法，采用智能优化算法、代理优化算法、梯度优化算法、强化学习方法或者混合优化方法。本实施例中采用NSGA-II多目标优化算法进行气动和结构设计变量寻优。
为了验证方法有效性，这里提取优化设计结果生成机翼气动外形和结构有限元模型，计算优化构型气动和结构性能，与初始外形进行对比。
本实施例优化前后的联结翼布局气动和结构性能参数计算结果如表1所示。升阻比上升3，变化量为12％。全机结构重量下降9.2％。升阻比提高，结构重量下降，验证了本方法的有效性。
表1优化前后气动结构性能对比
Figure BDA0003710576780000071
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (8)

1.一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：给定联结翼布局飞机的初始气动外形参数及结构参数，并指定设计工况、约束条件与目标函数；
步骤2：对联结翼布局飞机初始气动外形进行气动性能评估分析，得到联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配及气动性能参数；
步骤3：根据联结翼布局飞机的初始结构参数构建结构有限元模型，并将依据步骤2得到的气动性能参数解算得到的气动载荷，以及结构惯性载荷施加到有限元模型上，进行有限元分析，计算得到初始结构构型结构方案的位移、扭转角、应力刚强度指标及前翼和后翼的变形协调关系；
步骤4：以前翼以及后翼的弦长、攻角、主梁外径、主梁壁厚的分布拟合系数作为设计变量；根据设定的联结翼布局飞机气动外形参数上下限和结构参数上下限确定设计变量上下限；
步骤5：以联结翼布局飞机升阻比最大和结构重量最小作为优化目标，考虑设定的气动性能约束和结构约束，以及步骤4得到的设计变量上下限约束，构建优化模型；采用优化算法进行气动和结构设计变量迭代寻优；迭代优化过程中，根据通过当前迭代设计变量确定的联结翼布局飞机气动外形和结构参数，进行气动性能评估分析以及结构有限元分析，得到当前迭代下的联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配以及变形协调关系；最终根据最优的设计变量优化结果得到对应的联结翼布局飞机前翼和后翼的气动载荷分配以及变形协调关系。
2.根据权利要求1所述一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，其特征在于：步骤1中，气动外形参数包括前翼及后翼的翼型、展长、弦长、攻角分布，结构参数包括前翼及后翼的主梁弦向站位、外径、壁厚，翼肋缘条和腹板的尺寸。
3.根据权利要求1所述一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，其特征在于：步骤1中，所述设计工况包括飞行高度、大气密度、声速、马赫数、静压、过载系数、安全系数；所述约束条件包括升力系数、全机力矩系数、全机焦点变化范围、最大位移、最大扭转角、结构屈曲因子、颤振速度、发散速度；所述目标函数包括升阻比、结构重量。
4.根据权利要求1所述一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，其特征在于：步骤2中，进行气动性能评估分析的过程为：采用自适性网格划分方法对联结翼布局飞机初始气动外形进行网格划分；并采用深度学习方法进行气动性能评估分析：以涡格法计算的多种联结翼布局飞机气动外形参数及结构参数下的气动性能参数作为训练集进行深度学习，得到深度学习模型，利用训练好的深度学习模型快速求解气动性能参数。
5.根据权利要求1所述一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，其特征在于：步骤2中，所述气动性能参数包括：升力系数、升阻比、全机力矩系数、全机焦点、前翼压力分布、后翼压力分布。
6.根据权利要求1所述一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，其特征在于：步骤3中，采用分布载荷转换方法将气动载荷以及结构惯性载荷施加到有限元模型上；所述分布载荷转换方法包括三点挑方法、多点挑方法、薄板样条插值方法或代理模型。
7.根据权利要求1所述一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，其特征在于：步骤3中，前翼及后翼的弦长分布以及攻角分布，采用线性函数或二次函数进行拟合；前翼及后翼的主梁外径分布以及壁厚分布采用线性函数或二次函数进行拟合。
8.根据权利要求7所述一种联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法，其特征在于：步骤4中，结合线性函数或二次函数拟合公式，根据联结翼布局飞机前翼及后翼的弦长、攻角上下限确定与气动相关的设计变量上下限；根据联结翼布局飞机前翼及后翼的主梁外径和壁厚的上下限确定与结构相关的设计变量上下限。
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