客機機翼環(huán)量分布氣動結(jié)構(gòu)一體化設計論文

　　本文使用一種基于NAND(Nestedanalsisanddesign)的一體化優(yōu)化設計方法構(gòu)建機翼多學科優(yōu)化平臺[10,11]。這種方法將各個學科的分析模型集成在一起形成系統(tǒng)級分析模型,然后將系統(tǒng)級分析模型作為優(yōu)化環(huán)節(jié)中的分析模型。因此,這種優(yōu)化框架對于本文研究所采用的氣動、結(jié)構(gòu)學科的快速求解方法,有較好的適應性。本文將航程做為最終系統(tǒng)級考量依據(jù),通過探討全局最優(yōu)條件下的機翼環(huán)量分布。研究在巡航速度0.78ma下的單通道支線客機機翼設計中的氣動設計與結(jié)構(gòu)重量的關系。找到一種合理的環(huán)量分布,為其它型號民機研究提供設計參考。

　　研究方法

　　1.優(yōu)化框架

　　本文主要針對環(huán)量分布進行研究。因此,采用了一套簡單,快速的求解方法。將目標機型的巡航段航程作為設計目標。通過將一個多目標問題近似轉(zhuǎn)化為一個求解航程的單目標問題,建立優(yōu)化系統(tǒng),從而在眾多非劣解中找到一個氣動和結(jié)構(gòu)的最優(yōu)分配比例。本文優(yōu)化框架中求解模塊主要由氣動和結(jié)構(gòu)兩部分,并通過環(huán)量分布串行連接組成。優(yōu)化框架見圖1:在系統(tǒng)級的航程評估中,本文考慮民機實際飛行狀況:民航飛機較多采用固定飛行馬赫數(shù)和階梯爬升相結(jié)合的方法進行巡航。本文采用一種固定飛行馬赫數(shù),改變巡航高度的簡化航跡進行計算評估。航程由公式1計算得到(略):式中0m與1m分別為巡航段開始與結(jié)束時的全機重量;K為升阻比;V為巡航速度;為燃油效率。n.hq為發(fā)動機比油耗,表示每產(chǎn)生1blf推力在1小時內(nèi)所消耗的燃油量;圖2為NG34發(fā)動機燃油消耗曲線。本文為保證氣動學科計算時升力系數(shù)不變,將機翼重量的減少量增加至燃油重量。最后,以系統(tǒng)級計算得到的航程為依據(jù),將氣動與結(jié)構(gòu)的學科設計結(jié)果進行評估。在參數(shù)化方面,根據(jù)超臨界機翼的設計經(jīng)驗,分別在機翼展向布置了8個剖面控制翼型,翼型參數(shù)化方法采用CST參數(shù)化方法[12],上下剖面各5個設計變量。另外,還有8個設計變量分別控制各個剖面的扭轉(zhuǎn)角。機翼則由這8個剖面插值得到。見圖3。針對本文研究特點,在優(yōu)化算法方面為解決氣動與結(jié)構(gòu)兩個學科在優(yōu)化框架中的輸出結(jié)果量級差距較大的問題,采用了一種改進型的多目標粒子群算法(FMPSO)[13]這種粒子群算法克服了傳統(tǒng)多目標粒子群在計算時容易導致由于兩個目標函數(shù)不在同一個量級上而導致的適應函數(shù)偏向性問題。

　　2.阻力計算方

　　法本文主要研究目標是民機機翼設計時的最優(yōu)環(huán)量分布。為了確保研究結(jié)果的嚴謹性,需要保證在設計過程中,阻力的變化量均由環(huán)量變化而引起的誘導阻力變化為主。然而,在減阻過程中,機翼阻力的構(gòu)成主要有誘導阻力、摩擦阻力、激波阻力三部分組成。其中摩擦阻力由于本文的機翼平面參數(shù)已經(jīng)確定,浸潤面積基本不變,所以基本不變。另外,激波阻力取決于機翼相關翼型的設計。按照設計經(jīng)驗,對于現(xiàn)代單通道大展弦比跨聲速(0.78ma)民用飛機,在巡航設計點附近,飛機一般不會有分離和強激波產(chǎn)生。

　　因此,在機翼環(huán)量分布變化時,通過對剖面翼型進行相應微調(diào),是可以保證機翼上表面無激波或僅有弱激波產(chǎn)生的[14]。因此,為了減少計算量,在研究過程中引入一個假設:假定在優(yōu)化中激波阻力為固定小量,不隨扭轉(zhuǎn)角變化而改變。從而確保飛機阻力的變化僅由機翼環(huán)量分布變化引起。本文通過公式2計算激波阻力。其中:TU為當無窮遠初溫度與來流速度;SS為激波處熵的變化量;為當?shù)孛芏?V為當?shù)厮俣仁噶�。在總阻力中減去所求激波阻力,通過疊加修正量的方法得到最終的全機阻力。從而確保阻力變化量均為機翼環(huán)量分布變化帶來的誘導阻力變化。

　　3.重量計算方法

　　機翼重量估算采用改進的工程梁計算方法。傳統(tǒng)工程梁方法在估算機翼重量時,展向氣動載荷通過假設確定。本文重量求解基于氣動力計算的環(huán)量分布,利用全速勢方程加粘性修正的氣動力求解器進行氣動力求解,將計算得到的環(huán)量分布與工程梁理論相結(jié)合,得到機翼重量。本文計算機翼重量時考慮的載荷除了氣動載荷外還考慮了機翼自重載荷、燃油載荷、發(fā)動機重量載荷、起落架載荷。另外還參照CCAR25部中相關突風載荷要求計算了目標民機的突風過載。

　　其中各截面的彎矩分布如圖4。另外,考慮起落架附加受力,針對起落架對翼根的附加載荷,通過式3計算起落架附加彎矩。其中K1、K2分別為起落架載荷因子和降落時的沖擊過載系數(shù)。MTOW為全機起飛總重,U/CY為起落架支點到翼身連接處的距離。本文將中央翼盒簡化為盒式結(jié)構(gòu),利用經(jīng)典材料力學理論,求解彎矩以及翼盒各個截面所受最大應力。通過材料特性得到翼盒基礎重量。參照文獻[15]得到表1的重量數(shù)據(jù),并按照表1的重量數(shù)據(jù)對機翼結(jié)構(gòu)重量和機翼總重關系進行擬合,進而得到公式4從而計算得到最終機翼重量。其中Wwing為機翼總重,Wstructural為機翼結(jié)構(gòu)重量。

　　研究分析

　　1.算例描述

　　本文以中短程大展弦比單通道客機為研究對象,進行機翼環(huán)量分布研究。該機全經(jīng)濟艙布置為120座。設計航程1800海里。優(yōu)化狀態(tài)為0.78ma,11km高度情況下,具體參數(shù)如表2:

　　2.分析與討論

　　本文先后以航程最遠、阻力最小、重量最小為設計目標進行優(yōu)化。優(yōu)化過程中,通過改變機翼上的9個控制剖面扭轉(zhuǎn)角對環(huán)量分布進行控制擾動。設計約束:保證升力系數(shù)與機翼的展向厚度分布。采用上述阻力計算方法,將激波阻力的影響在阻力中剔除,保證研究對環(huán)量分布的針對性。在三維翼身組合體的基礎上進行了優(yōu)化設計。得到優(yōu)化結(jié)果如下表,其中OPT為優(yōu)化得到的航程最遠點;CDMIN為優(yōu)化目標阻力最小點;WINGMIN為機翼重量最小點:通過表中數(shù)據(jù)可以看出優(yōu)化得到的航程最遠的環(huán)量分布與阻力最小的橢圓形環(huán)量分布相比,阻力系數(shù)大了8counts,但是阻力的增加并沒有帶來航程的減小,航程反而增加了將近100km(由于結(jié)構(gòu)重量下降)。為了進一步研究結(jié)構(gòu)重量與氣動間的關系與影響,本文對各種環(huán)量分布進行了相應的研究。分別提取了計算結(jié)果中重量最小點、阻力最小點,航程最遠點環(huán)量分布并進行對比如圖5:由圖中環(huán)量分布對比可以看出,重量最小環(huán)量分布接近三角形分布。航程最遠升環(huán)量分布的壓心在三角形環(huán)量分布與橢圓形環(huán)量分部之間。由誘導阻力計算公式推導可知,橢圓形環(huán)量分布的機翼誘導阻力最小。因此,阻力最小環(huán)量分布理論上與橢圓形環(huán)量分布相吻合。圖6為計算得到的阻力最小點環(huán)量分布與標準橢圓形環(huán)量分布對比結(jié)果,可以看出計算結(jié)果中誘導阻力最小的環(huán)量分布與推導得到的橢圓型環(huán)量分布基本吻通常,在氣動設計中保證環(huán)量分布為橢圓形環(huán)量分布是氣動力設計減阻的主要方法之一。

　　但從本文的計算結(jié)果來看,總體最優(yōu)的環(huán)量分布與橢圓形環(huán)量分布并不相同。圖7為橢圓形環(huán)量分布和優(yōu)化得到的航程最遠環(huán)量分布的對比�？梢钥闯�,阻力最小并不代表航程最遠、經(jīng)濟性最高。航程最遠環(huán)量分布在外翼段的環(huán)量大小比橢圓形環(huán)量明顯降低,內(nèi)翼段環(huán)量有所上升。為了進一步研究重量與誘導阻力的關系。本文對重量和阻力之間的關系進行進一步研究。通過多目標優(yōu)化算法以重量最小和阻力最小為優(yōu)化目標進行優(yōu)化設計,得到了一組關于阻力和機翼重量的Pareto前沿圖,通過圖8可以看出誘導阻力和機翼重量間的相互關系。如圖,在非劣解情況下Pareto前沿呈現(xiàn)出機翼重量隨誘導阻力減小而增加的趨勢。因此,在機翼設計中如果僅追求阻力最小是不能兼顧到飛機總體性能的,誘導阻力的減小帶來的氣動優(yōu)勢勢必會影響到結(jié)構(gòu)重量。如何在氣動和結(jié)構(gòu)兩個學科中進行取舍是一個非常重要的問題。綜上,飛機設計中并不能僅從單一學科的角度出發(fā),機翼設計中不能一味追求高升阻比而忽略其它因素�？梢酝ㄟ^明確設計目標如航程最遠等的方法在重量與氣動兩個學科中進行取舍。本文中研究是假設激波阻力保持不變的情況下針對誘導阻力變化而進行研究�？梢钥闯�,如果不考慮激波阻力的影響,橢圓形環(huán)量分布誘導阻力最小升阻比最大。但這樣的分布并不利于全機的經(jīng)濟性。所以,在設計中需要適當?shù)膶�環(huán)量分布的壓心相機翼內(nèi)側(cè)移動,兼顧結(jié)構(gòu)重量的影響。

　　3.驗證算例

　　為了驗證上述規(guī)律在考慮激波阻力情況下的適應性,本文針對橢圓形環(huán)量分布和航程最遠的環(huán)量分布針對翼型進一步進行了優(yōu)化設計�？刂茩C翼剖面8個,每個截面設計變量10個,通過上文所述CST參數(shù)化方法進行機翼參數(shù)化設計。一共設計變量80個。本文分別優(yōu)化了誘導阻力最小和航程最遠環(huán)量分布下的控制剖面翼型。其中,優(yōu)化目標分別是阻力最小和航程最遠。得到最計算結(jié)果如下表4;其中OPT以航程最遠為優(yōu)化目標的計算結(jié)果;CDMIN為以阻力最小為目標函數(shù)的優(yōu)化結(jié)果。其中OPT為優(yōu)化得到的航程最遠點;CDMIN為優(yōu)化目標阻力最小點;從優(yōu)化結(jié)果可以看出在機翼設計中,通過航程最遠環(huán)量分布優(yōu)化翼型得到的機翼確實比阻力最小的橢圓形環(huán)量分布在經(jīng)濟性上占優(yōu)。而且可以看出航程最遠環(huán)量分布下的激波阻力比橢圓形環(huán)量分布有優(yōu)勢。分別繪制按照橢圓形環(huán)量分布與航程最遠環(huán)量分布設計機翼的上表面壓力分布,見圖9和圖10并進行對比。從對比可以看出,在翼尖處橢圓形環(huán)量分布雖然誘導阻力較小,但是在機翼上表面出現(xiàn)一道激波。進一步提取兩副機翼的展向升力系數(shù)分布進行對比。從圖11中可以看出在機翼翼尖附近的翼型升力系數(shù),橢圓形環(huán)量分布較航程最遠環(huán)量分布相比要大很多。這樣的結(jié)果會導致在橢圓形環(huán)量分布機翼翼尖處為保證較高升力系數(shù),截面壓力分布的屋頂平臺區(qū)會相對航程最遠環(huán)量分布需要有所提高。進而容易導致激波強度的增大。為了進一步驗證上述結(jié)論,本文在機翼上分別截取展向展位13%、34%、58.75%、87%處剖面壓力系數(shù)分布進行了對比如圖12。

　　通過壓力分布可以看出最遠航程的壓力分布在靠近翼翼根處較橢圓形環(huán)量分布大,隨著展向位置向外移動,所需升力系數(shù)下降。在沿展向87%的位置壓力分布對比可以看出,按照橢圓形環(huán)量分布設計的機翼出現(xiàn)了明顯的激波。相反,按照航程最遠環(huán)量分布設計的機翼由于要求的當?shù)厣�力系�?shù)較低沒有出現(xiàn)激波。通過這組機翼設計可以看出雖然橢圓形環(huán)量分布在僅考慮誘導阻力情況下阻力最優(yōu),但在實際設計中,這樣的環(huán)量分布對翼尖要求升力系數(shù)大,較航程最遠環(huán)量分布相比更容易產(chǎn)生激波,對設計的要求反而更高。另外,對于高速民機來說,一般機翼都會有一定后掠角,所以機翼展向受力的壓心向內(nèi)側(cè)移動會導致氣動中心前移。這樣的設計對力矩也會有所改善。

　　本文中重量的減輕量主要由機翼減重得到,并沒有考慮機翼重量減輕所帶來的機身等部件的重量下降。在實際設計中重量對航程和經(jīng)濟性的影響會更大。因此,在實際機翼氣動力設計過程中考慮結(jié)構(gòu)重量很有必要。可以在設計過程中適當?shù)膶⒄瓜驓鈩訅盒膬?nèi)移,降低翼尖升力系數(shù)。不能單純追求橢圓形環(huán)量分布帶來的誘導阻力下降。

　　結(jié)論

　　本文通過建立一個基于NAND的多學科優(yōu)化系統(tǒng),以航程為最終優(yōu)化目標,結(jié)合氣動與結(jié)構(gòu)重量兩個學科,完成了針對單通道民用支線客機的環(huán)量分布的研究,最終得到結(jié)論如下:

　　1)在機翼設計中不能單考慮機翼的氣動性能,考慮氣動收益與重量學科間的綜合因素也有很大的必要性。2)通過對機翼的氣動結(jié)構(gòu)一體化研究發(fā)現(xiàn):雖然從氣動角度考慮橢圓形環(huán)量分布有最小的誘導阻力,但是這樣的環(huán)量分布并不利于機翼的結(jié)構(gòu)重量。如果將橢圓形環(huán)量分布作為機翼設計方向進行減阻,隨之帶來的結(jié)構(gòu)重量上升反可能引起飛機經(jīng)濟性的下降。3)在機翼設計過程中,針對設計點要求適當?shù)膶�機翼上沿展向的氣動壓心內(nèi)移。不僅有利于結(jié)構(gòu)減重;而且由于機翼后掠,氣動壓心內(nèi)移會對力矩特性會有一定改善,有利于減小平尾的配平阻力。另外,這樣的環(huán)量分布還會使翼尖處當?shù)剌d荷降低,從而引起翼尖處剖面翼型所需升力系數(shù)下降。這樣,氣動壓心合理內(nèi)移對消除翼尖處的激波,減小激波阻力也會有所幫助。(本文圖、表略)